Многоразовая воздушно-космическая система Советский патент 1992 года по МПК B64G1/14 

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно - к воздушно-космическим системам и предназначено для выведения на околоземные орбиты космических объектов (полезных грузов) различного назначения и возвращения их с орбиты на Яемлю.

Наиболее близким из известных технических решений является многоразовая воздушно-космическая система, содержащая двухступенчатый разгонный блок и транспортный космический корабль (ТКК), где корпус-крыло ступеней и транспортного космического корабля в плане выполнено в форме круга, а профиль выполнен соответственно в виде трапеций и усеченного ромба, верхняя плоская поверхность корпуса-крыла первой ступени состыкована с нижней плоской поверхностью корпуса крыла второй ступени, а транспортный космический корабль с подвешенными к нему топливными баками установлен в центре корпуса-крыла второй ступени на выдвижной платформе, при этом первая ступень и транспортный космический корабль снабжены основными и вспо могательными двигательными установками, средствами управления, аэродинами ческими поверхностями и воздушными рулями, кабинами для экипажей и шасси Недостатки указанной системы заклю чаются в том, что, во-первых, она не обеспечивает вывод разгонным блоком на около;земные орбиты различных по ве су. Конструкции и назначению тран- i ,, спортных космических кораблей (орби-. тальных ступеней) с полезной нагрузкой различного назначения, веса и габаритов; во-вторых, сложность эксплуатации этой системы с. Цель предложения - повышение универсальности системы путем обеспечения выведения разгонным блоком различных по весу, конструкции и назначению транспортных космических кораблей с полезной нагрузкой и улучшение эксплуатационных характеристик системыУказанная цель достигается тем, что в многоразовой воздушно-космической транспортной системе разгонный блок выполнен в виде одной ступени в форме диска, в центральной части кото рой выполнена шахта,снабженная узлами фиксации выдвижной платформы, при этом внутренние поверхности платформы и днища корпуса разгонной ступени соединены кольцевой гибкой герметичной стенкой, а образованная замкнутая герметичная камера связана с бортовым источником сжатого газа с системой ав томатического регулирования его давления и расхода. Кроме того, с целью повышения мрбильности и оперативности выведения транспортного космического корабля на орбиту, он установлен непосредственно ;на выдвижной платформе , Кроме того, с целью установки на второй невозвращаемой ступени полез- ; ных грузов одноразового применения ; Г-1 больших весов и -габаритов, она выполнена в форме бака-дископлана, на наружной верхней поверхности которого, вдоль продольной оси, выполнена выемка - ниша под полезную нагрузку На фиго 1 схематично изображена многоразовая воздушно-космическая система, вид сверху; на фиг 2 - то же, вид снизу; на фиг. 3 - то же, вид сзади; на фиг, k - то же, вид сбоку; на фиг о 5 - то же, вид спереди На фиг. 6 - приведена конструктивно-силовая схема компоновок разгонного блока (первой ступени) с транспортным космическим кораблем (второй ступенью) ; на фиг„ 7 - разрез по А-Л на фиг. 6; на фиг. 8 - вид по стрелке В на фиг. 6; на фиг. 9 - вид по стрелке С на фиГо 6; на фиг. 10 - разрез Но А-А на фиг. 6 (вариант 1а - вторая ступень включает транспортный космический корабль и подвешенный к нему сбрасываемый топливный бак); на фиг. 11 - разрез по А-А на фиГо 6 (вариант 1б - второй ступенью является транспортный космический корабль, непосредственно установленный на выдвижной платформе); на фиг - разрез по А-А на фиг„ 6 (вариант 1с - второй ступенью является одноразовый топливный бак-дископлан с двигательной установкой); на фиг 13 вид по стрелке Л на фиГо 12 (вид сверху одноразового топливого бака-дископлана с расположенной на нем одноразовой полезной нагрузкой) На фиГо Il - схематично изображена конструктивная схема шахты первой ступени МВКС-У; на фиг 15 разрез по И-И на фиг. Многоразовая воздушно-космическая система (МВКС-У), изображенная на фиг. 1-15 включает первую унифицированную ступень 1, представляющую в . плане вид круглого диска, в центральной части которого выполнена шахта 2, внутри которой установлена выдвижная платформа 3, на которой и производится установка, центрирование и крепление различных вариантов космических объектов 4 (различных вариантов вторых ступеней с полезной нагрузкой), в качестве которых, как показано на фиго 10-12, могут быть использованы три принципиально отличающиеся между собой конструктивно-компоновочные схемы вторых ступеней: - вариант Та - орбитальная ступень, транспортный космический, корабль 5 ai (ТКК), выполнен в форме дископлана и устанавливается на выдвижной платфорг ме вместе с подвешенным к нему топ- i ливным баком 5; -вариант 16 - орбитальная ступень (ТКК) имеет такую же форму, что и для варианта 1а, но имеет на борту больши внутренние емкости (баки) для компонентов топлива и устанавливается непосредственно на выдвижной платформе; -вариант 1с - вторая ступень пред ставляет собой топливный бак-дископла 6 большого диаметра и постоянной высо к обечайке которого крепится кони ческий обтекатель 7о Для всех вариантов первая ступень является базовой, унифицированной. многоразовой ступенью и вместе с вышеописанными вариантами вторых ступеней представляет универсальную многоразовую воздушно-космическую систему (МВКС-У); орбитальная ступень (ТКК) в вариантах 1а и 16 также унифицирована и применяется многократно (|подвесной бак 5 одноразового применения, в расчетной точке активного участка выведения он отделяется от ТКК, входит в плотные слои атмосферы и сгорает) ; в варианте второй ступени 1с бак 6 также одноразового применения и после выведения на околоземную орбиту полезного груза большого веса и габаритов, по программе входит в плотные слои атмосферы и сгорает. Как у первой, так и у второй ступеней корпус и крыло в конструктивно-компоновочном плане органически представляют единое целое - корпус-крыло, который в плане представляет круг, а в сечении - усеченный ромб До момента разделения ступеней верхняя поверхность корпусакрыла второй ступени органически вписывеется в верхний контур МВКС-У; После отделения второй ступени от первой, платформа 3 занимает крайнее верхнее положение (единое Для всех вариантов вторых ступеней), становится на замки и образует (дополняет) верхний внешний контур первой ступени. В центре второй ступени, вдоль ее продольной оси, расположен отсек полезной нагрузки 8 (для варианта 1с в топливном баке 6, вдоль продольной оси, для этой цели выполнена выемка-ниша, где и устана вливается полезный груз 5)), закрываемый сверху створками 10 (фиг. 1,0-13) i На верхней поверхности первой ступени. в задней полусфере, установлены и разнесены симметрично относительно пророльной оси два киля 11с рулями поворота 12; у ТКК (варианты второй ступени 1а и 1б) на верхней поверхности в задней полусфере, вдоль продольной оси, установлен один киль 13 с рулем поворота в целях предохранения конструкции килей 11 и 13 от газовых струй основных (маршевых) двигателей при их отклонении в кардановых подвесах, нижняя поверхность вышеуказанных килей имеет профилированные выРезы (фиг. 1-5). У задней кромки первой ступени МВКС-У, симметрично относительно продольной оси, установлены элевоны 15 для управления по крену и тангажу в плотных слоях атмосферы; для этой же цели на ТКК (варианты второй ступени Та и 1б) установлены элевоны 16, которые расположены аналогично (фиг „ 1-2)о Для второй ступени одноразового применения (вариант с, фиг„ 12-13) вышеуказанные воздушные рули не устанавливаются Первая ступень и ТКК (варианты второй ступени 1а, 1б, Аиго 10-11) пилотируемые, В передней полусфере первой ступени, вдоль продольной оси, расположена кабина экипажа 17, которая не выходит за габариты корпуса-крыла о Аналогично расположена и кабина экипажа ТКК 18 и включает два отсека (фиг„ 10-11): од ноэтажный отсек космонавтов-пилотов 19 и двухэтажный отсек для работы космонавтов-исследователе и отдыха экипажа 20, который связан через переходный тоннель 21с отсеком полезной нагрузки На верхней поверхности вторых ступеней (фиг„ ) между кабиной экипажа и отсеком полезной нагрузки расположен стыковочный узел 22 (для стыковки на орбите с другими космическими объектами),,который через шлюзовую камеру 23 связан с переходным тоннелем 21 Кабины первой ступени и транспортного космического корабля имеют жаростойкое остекление соответственко 2 и 25с Для посадки экипажей в кабины первой л второй ступеней служат соответственно люки 26 и 27. В корпусе-крыле первой и второй ступеней, у задней кромки, выполнены симметрично относительно продольной оси вырезы, где установлены в кардановых подвесах основные (маршевые) вигатели 28, например, КРД на компоентах жидкий водород+жидкий кисло . 811 род, здесь же установлен блок вспомогательных двигателей малой тяги для ориентации и стабилизации первой ступени в верхних слоях атмосферы (куда она заходит после разделения ступеней) соответственно по тангажу - 29, по рысканию - 30 (фиг 9); в целях повышения эффективности ориентации и стабилизации первой и второй ступеней .по крену и уменьшению расхода топлива двигатели малой тяги разнесены относительно продольной оси к периферии корпуса-крыла первой и второй ступеней и обозначены соответственно 31 и 32 (фиг , фиг. б, фиг. 13)« Вышеописанные принципы размещения двигательной .установки на первой ступени,в це{пях .получения максимальной эфйективности аппарата при его эксплуатации, применены для вторых ступеней, где приняты следуюи ие обозначения : основные (маршевые) двигатели 33, например, МРД на компонентах жидкий водород + жидкий кислород, двигатели -.для маневра ТКК в космосе и в верхних слоях атмосферы 3, а также два блока вспомогательных двигателей малой тяги (в целях повышения надежности ТКК, они сдублированы и разнесены симметричнр относительно продольной оси); для ориентации и стабилизации вторых Ступеней в космосе и в верхних слоях атмосферы, установлены двигатели мало тяги соответственно по тангажу - 35, по рысканию - 36, а также верньерные двигатели малой тяги 37 для корректировки параметров траектории (фиго 8). Для обеспечения надежного возвраще ния первой ступени на космодром, отку да Производился запуск (или на другую запланированную базу), а также для автономной транспортировки МВКС-У с завода-изготовителя на космодром, при перебазировании на другой космодром, а также для отработки первого этапа летных испытаний МВКС-У на дозвуковых скоростях, служат вспомогательные турбореактивные двигатели (ТРД) 38, которые установлены под центраЛьным днищем первой ступени, в задней полусфере, симметрично относитель но продольной оси (фИГо 2-5, ФИГо 10 Для стабилизации центра, тяжести в полете, а также для удобства размещения оборудования, аппаратуры, систем и коммуникаций, баки для компонентов топлива первой ступени, и орбитальной ступени выполнены в форме частей тора и расположены симметрично относительно вертикальной оси, топливные баки соответственно 39 и t баки окислителя сосоответственно il и 2 (фиг. 6-7); для снабжения топливом блоков двигателей малой тяги первой и второй ступеней служат соответственно баки 3 И иЧ/|„ С целью увеличения энергетической отдачи МВКС-У (вариант второй ступени 1а, с подвесным баком (на активном участке траектории выведения, после разделения ступеней, топливо для ЖРД второй ступени (с момента их запуска и до выхода в расчетную точку траектории) поступает из подвешенного Корбитальной ступени (ТКК) бака 5, а по выработке из него топлива, автоматика переключает его забор из бортовых баков 40 и iZ. . I . . Первая ступень иМеет четырехопорное шасси 5, такое же шасси имеют и орбитальные ступени многократного применения Конструктивно-силовые схемы первой и орбитальных ступеней по существу идентичны (фиг. 6-7, фиг„ 10-11) и укрупненно включают продольный и поперечный силовой набор, куда входят соответственно лучевые стрингеры 6 и и поперечные силовые элементы (шпангоуты) цилиндрического типа соответственно W и Для увеличения жесткости конструкции и снижения ее веса, в стенках цилиндрических шпангоутов выполнены вырезы. В сечениях конструкции, где действуют большие сосредоточенные силы, (например, сила тяги основной двигательной установки, массово-инерционные силы, действующие на элементы отсеков шасси и др.) пояса цилиндрических шпангоутов подкреплены распорными элементами 50, хорошо работающими на растяжение-сжатие (фиго 6, фиг, 10-12)„ Для уборки тележек шасси в корпусе-крыле первой ступени и орбитальных ступеней (ТКК) выполнены соответственно ниши 51 и 52 (фиг. 2, фиг. 6)с В ва.рианте орбитальной ступени без подвесного бака (фиг. 6, фиг„ 11) на борту установлен комплект дополнительных баков : сегментные цилиндрические баки топлива 53 и сферические баки окислителя 54„ у81167 В целях качественного улучшения аэродинамических характеристик МВКС-У, значительная часть конструкции вторых ступеней закрыта в шахте, а верхняя часть этих ступеней вписывается в об- щий контур МВКС-У, образуя плавные обводы „ Шахта 5 выполнена в центральной части первой ступени, где профиль корпуса-крыла имеет максимальную и посто- д янную толщину; внешним диаметро/ шахты является силовое кольцо 55 (фиг. ), которое, будучи основным силовым элементом первой ступени, включает соответственно внутреннюю силовую стенку 5б и внешнюю 57, которые соединены между собой элементами жесткости 58, например, ферменного типа. Снизу шахта закрыта герметичным днищем 59, которое крепится по контур к силовому КОЛЬЦУ .55.. В шахту 5 сверху заводится выдвижная платформа 3,.кото рая устанавливается в шахте в одно из . положений (позиций), соответствующих варианту второй ступени (фиг 10-14)„ Внутренняя поверхность выдвижной платформы 3 связана с внутренней поверхностью днища первой ступени 59 посредством гибкой герметичной кольцевой . стенки 60 (например, в форме мехов .гармоники), которая закреплена на обеих вышеуказанных поверхностях, например, посредством клея, в результате чего образована йамкнутая цилиндрическая герметичная камера б1, куда подается сжатый воздух для перемещения платформы в заданную пози- . цию шахты. В центре днища первой ступени выполнен герметичный люк б2 с целью доступа внутрь камеры 61 при эксплуатациио Между-гвнутренней силовой кольцевой стенкой 56, гибкой герметичной кольцевой стенкой 60 с одной стороны, периферийной частью внутренней поверхности днища первой ступени 59 и периферийной частью внутренней поверхности, выдвижной платформы 3с другой стороны, образован кольцевой объем 63, где установлены топливные, баки для вспомогательных турбореак-тивных двигателей 3 первой ступени (фиг. 1), при этом штатный комплект баков б обеспечивает возвращение первой ступени после разделения ступе ней; дополнительные комплекты тепливных баков 65 и 66 устанавливаются при автономной транспортировке МВКС-У (ил отдельно первой ступени) в зависимоети от дальности полета. Все баки закоммутированы на штатный комплект бп- ков б , а они через топливопроводы б7 - с перекачиваю1 ими топливными насосами 68 и магистральный топливопровод 69 - с ТРЛ ЗП (лиго.15). Лля направления движения платЛормы, в шахте, по ее внутреннему периметру, установлены -направлякпцие 70 (например, две по оси х-х и две по оси 2-7.)оВыдвижная платформа по внешнему диаметру (например, по осям х-х и z-г) имеет элементы механизма замков фиксации платйормы /1, а вдоль направляющих 70, внутри силового кольца 55, для каждой позиции платформы, с соответствующим вариантом второй ступени, установлены замки механизма фикса11ии платформы 72, которые совместно с элементами 71 представляют единый механизм фиксации платформы в заданном положении, Лля улучшения поперечной (боковой) устойчивости первой ступени на дозвуковой скорости полета, ее концевые поверхности 73 отклоняются вниз (при захо/те на посадку)/ Выбранная компоновка МВКС-У, а также компоновка ее отдельных элементов обеспечивает ей высокие аэродинамические, энергетические, летные и эксплуатационные характеристики, что в сочетании с другими конструктивными решениями, применяемыми в данном предложении , позвол.ит качественно улучшить важнейшие тактико-технические характеристики:- во-первых, благодаря освобождению поверхности корпуса-крыла первой и второй ст,упеней от встроенных в нее рупе глубины и элеронов двухсторонней схемы, турбулизирующих воздушный поток при своем отклонении на большей части эффективной поверхности корпусакрыла, замены их элевонами и размеще ия их у задней кромки, существенно улучшаются аэродинамические характепяристики (уменьшается лобовое сопротивление, увеличивается несущая способность корпуса-крыла и аэродинамическое качество и повышается эффективность рулей); - существенно улучшаются условия . входа первой ступени (после разлеления ступеней ) в плотные слои атмосферы с целью совершения пространственноге маневра и выхода в район стартово-посадочной базы, так как момент отделения ТКК от первой ступени здесь будет характеризоваться следующими параметрами: скорость разделения Vpaj 1600 м/сек, высота разделения 53 км,, дальность разделения 125 кио, тогда как для прототипа эти параметры в момент отделения ТКК от второй ступени соответственно будут равны : 500 м/сек, 130 км и 1000 км.,; с учетом же условий входа ступеней в плотные слои атмосферы и выполнения пространственного разворота для возвраьчения на стартово-посадочнуго базу, дальность до базы соответственно составит }Q км„ и 3300 км., поэтому возвращение первой ступени на стартрво-посадочную базу, в отличие от,прототипа, будет качественно проще и легче как ввиду более мягких параметров разделения ступеней так и отсутствия необходимости оставлять на борту большие запасы топлива для возвращения и посадки, которые для прототипа соизмеримы с сухим весом второй ступени; - сравнительно небольшая скорость разделения первой ступени от ТКК (в данном предложении) приводит к постановке менее жестких требований к конструкции и системам этой ступени, в отличие от второй ступени прототипа, и особенно по температурным режимам, что снижает затраты на разработку предлагаемой ИВКС-У по сравнению с прототипом ориентировочно на 30%,так как в конструкции здесь могут быть ис пользованы широко применяемые в авиа космической промьГшленности сплавы алю миния без теплозащиты, за исключением передней кромки; - существенно улучшаются условия эксплуатации предлагаемой МВКС81вследствие как уменьшения количества ступеней, так и отсутствия необходимости для первой ступени МВКС-У иметь по трассам запусков аэродромы или специально подготовленные посадочные площадки, пригодные по своим характеристикам и оборудованию для приема таких объектов как вторая ступень прототипа , укомплектования их соответствующими штатами специалистов и обеспечения компонентами топлива; - в соответствии с вышеизложенным существенно сокращаются затраты на эксплуатацию предлагаемой ИВКС-У Предлагаемая МВКС-У в целом и ее элементы (ступени) выполнены в плане единых тактико-технических и производственно-технологических концепций. - Р разработке проекта в значительной степени унифицировать компоновочную и силовую схему KOHCTDVKции, двигательные устано1зки, аппаратуру, оборудование и коммуникации обеих ступеней, что приведет к унификации экспериментально-испытательной и производственно-технологической базы, а это позволит уменьшить сроки разработки и затраты на разработку МВКС-У. При разработке МВКС-У можно будет использовать существующие образцы двигателей, оборудования и аппаратуры, хорошо себя зарекомендовавшие в эксплуатации, что дополнительно снизит сроки и затраты на разработку Предложение обладает хорошей конструктивной и технологической преемственностью с учетом перспективы развигкия авиационно-космической техники, атомной и новейшей энергетики

ЛГ /4

fd

/7

fJ

МНОГОРАЗОВАЯ ВОЗЛУШНО-КОСМИ-' ЧЕСКАЯ СИС'^ЕМА, содержащая транспортный космический корабль с топливным баком, установленный на выдвижной платформе, и разгонный блок, включающий первую ступень, при этом первая ступень' и транспортный космический корабль снабжены основными и вспомогательными двигательными установками, средствами управления, аэродинамическими поверхностями и воздушными рулями, кабинами для экипажей и шасси, отличающаяся тем, что, с целью повышения универсальности системы, путем обеспечения выведения разгонным блоком различных по весу, конструкции и назначению транспортныхкосмических кораблей с полезной Hai— рузкой и улучшения эксплуатационных характеристик системы, в ней разгонный блок выполнен в виде одной ступени в форме диска, в центральной части которой выполнена шахта, снабженная, узлами фиксации выдвижной платформы, при этом внутренние поверхности выдвижной платформы и днища корпуса разгонной ступени соединены колы^евой гибкой герметичной стенкой, а образованная камера связана с бортовым источником сжатого газа с системой автоматического регулирования его давления и расхода о2.Многоразовая воздушно-космическая система по п. 1, о т л и ч"а ю - щ а я с я тем, что транспортный космический корабль установлен непосредственно на выдвижной платформе.3.Многоразовая воздушно-космическая система поп„1,отличаю- щ -а я с я тем, что транспортный космический корабль выполнен в форме ба- ка-дископлана, на наружной верхней поверхности которого, вдоль продоль- • ной оси, выполнена выемка-ниша под полезную нагрузку.слG00

/7 г. / 39 39 f f-/ rr 0ifg,7 39 33 9 39

3ff АА (вариант 1о) i/

Jff в А-А(ёариант1б) г/ 2J s г: /Buff л 0i/t,f/ (6аруант 1с)