3987 следствие, приводит к снижению веса полезного груза, выводимого на орбиту -большое количество топливных баков для основной двигательной установ ки - пять водородных и шесть кислород ных - не только увеличивает массу аппарата, Но и существенно усложняет его эксплуатацию (техническое обслужива м ние, регламентные работы, осмотры и ТоДс); -конструктивно-компоновочная схема с одним прямым центральным килем приводит к существенным трудностям обеспечения приемлемого запаса статическо неустойчивости в активной системе управления аппаратом на дозвуковой, скорости полета с выключенной основной двигательной установкой (например, пр спуске с орбиты, при транспортировке и т.До). Целью настоящего изобретения является увеличение полезной нагрузки, выводимой на орбиту, и улучшение эксплуатационных характеристик, а также обеспечение устойчивости и управляемости аппарата на дозвуковой скорости полета Указанная цель дoctигaeтcя тем, чт у многоразового транспортного воздушно-космического аппарата, содержащего корпус-крыло, выполненный в виде кру|- лого диска, основную и вспомогательную силовые установки, аэродинамические поверхности стабилизации и управления - кили с рулями и элевоны, систему управления, бортовую энергетичес кую установку, отсек полезной нагрузки, кабину экипажа и шасси, корпускрыло выполнен из двух соединенных друг с другом частей: периферийной обтекателя и центральной - топливного бака в виде круглого диска, располо-; женного с передним эксцентриситетом относительно обтекателя, Кроме того, топливный бак выполнен из каркаса и оболочки, сосгоящей из внутренней и наружной обшивок, между которыми размещен теплозащитный композиционный материал, кили разнесены и отклонены во внешние стороны на , кабина экипажа и отсек полезной нагрузки выполнены в виде единой гондолы, закрепленной на верхней поверхности топливного бака вдоль оси симметрии летательного аппарата., Устройство иллюстрируется чертежами. На Фиг. 1 схематично изображен ногоразовый транспортный воздушноосмический аппарат, вид сверху; на иг, 2 .- то же, вид снизу; на Лиг.З о же, вид спереди; на фиг.. - то е, вид сбоку; на йиГо 5 -то же, вид зади; на фиг 6 - силовая схема апарата; на фиГо 7 - разрез Л-Л на иг о 0; на фиг. 8 - вид по стрелке фиг. 6 (вид сзади двигательной усановки); на фиг. 9 - узел Т.фиг 7; а фиг. 10 - разрез В-В на фиг. 7; а фиго 11 -узел II фиг„ 7; на фиг. 12узел III фиг, 9 (вырез панели корпуса есущего топливного бака)„ Корпус несущего топливного бака 1 многоразового транспортного воздушно-космического аппарата (МТВКЛ) выполнен с переменным радиусом кривизны верхней и нижней поверхностей и с переменным радиусом закругления его кромки. Кабина . экипажа, в которой выполнен люк 3 для -посадки экипажа, имеет жаростойкое остекление , при этом кабина экипажа с отсеком 3 полезного груза выполнена в виде обтекаемой гондолы, которая установлена на верхней поверхности Hecyuiero топливного бака (фиго 1-5)о Внутри отсека 5 расположен полезный груз 6, установленный на ложементах 7. Сверху отсек 5 закрыт поворотными створками В. По периметру несущего топливного бака 1 установлены и закреплены-секции корпуса-крыла (обтекателя) 9, при этом топливный бак (с компонентами топлива жидкий водород + жидкий кислород для маршевых двигателей) установлен с передним эксцентриситетом вдоль продольной оси по отношению к геометрическому центру обтекателяь Это смещает центровку аппарата вперед, что в совокупности со смещением гондолы кабины экипажа с отсеком полезного груза вперед и отклонением разнесенных килей 10с рулями поворота 11 от плоскости симметрии аппарата на 2040 обеспечивает приемлемый запас статической неустойчивости аппарата в активной системе управления на дозвуковых скоростях полета и достаточно эффективную управляемость (что особенно важно при полете с выключенными маршевыми двигателями). В кормовых : секциях корпуса-крыла (обтекателя) выполнены четырехсекционные элевоны 12 „ 538 В двух кормовых секциях обтекателя расположен отсек лвигагелей, при этом двигатели 13 основной (маршевой) двигательной установки размещены в два ряда в двух блоках, а в каждом блоке ОНИ смонтированы в общем карданном подвесе. f. Лля маневра аппарата на орбите двигатели 14 расположены между блоками основной двигательной установки. В двигательном отсеке установлены два разнесенных блока 15 вспомогательных двигателей малой тяги, которые служат для ориентации и стабилизации аппарата в космосе и в верхних слоях атмосферы соответственно по тангажу - 16, по рысканию - 17 И верньерные двигатели - 18 о С целью повышения эффективности ориентации и стабилизации аппарата по крену и уменьшения расхода топлива двигатели 19 ориентации и стабилизации аппарата по крену разнесены относительно продольной оси аппа рата к периферии корпуса-крыла и установлены на боковых секциях обтекателя Для проведения летных испытаний аппарата на дозвуковых скоростях полета . и его транспортировки при эксплуатаци предусмотрена подвеска съемных вспомо гательных двухконтурных турбореактивных двигателей 20 (ТРДЛ)о В несущем топливном баке-дископлане выполнены два отсека: отсек 21 с жидким водородом и отсек 22 с жидким (кислородом для маршевых двигателей. Баки 23 с компонентами топлива для двигателей маневра и баки 2t двигателей ориента . ции и стабилизации аппарата по тангажу и рысканию и верньерных двигателей установлены перед отсеком двигателеив Баки 25 двигателей ориентации и стабилизации аппарата по крену смонтированы в боковых секциях обтекателя , В целях обеспечения высокой жесткости несущего топливного бака и разделения компонентов топлива внутри этого бака выполнена жесткая кольцевая герметичная стенка 26, разделяюи ая полости . жидкого водорода и жидкого кислорода. Для подкрепления оболочки несущего топливного бака-дископлана и демпфиро вания колебаний топлива в нем в его силовой набор включены кольцевые и радиальные элементы жесткости 27 и 28 На несущем топливном баке, в местах крепления секций обтекателя, установлены жесткие накладки 29 с уапами t крепления ;этих секций, а по центральному периметру бака-дископлана установлен и закреплен жесткий силовой пояс 30, относительно которого сцентрированы секции конструкции обтекателя. Узлы крепления секций обтекателя, а также узлы крепления моторамы основной двигательной установки соединены с силовыми элементами корпуса несущего топливного бака-дископлана с помощью стержневых ферм 31 о Корпус несущего топливного бака вкл(очает наружную оболочку (обшивку) из листовой жаропрочной стали, например, на основе ниобия (верхняя поверхность наружной обшивки может быть изготовлена из менее жаропрочного, менее дефицитного, более легкого и более дешевого материала, например, на основе титана)о С внутренней стороны наружной обшивки установлена тепловая защита, например, из двух слоев 33 и З композиционного материала с низкими („ различными) теплофизическими характеристиками. Корпус бака-дископлана также включает и внутреннюю силовую оболочку 35, выполненную из легкого и дешевого материала у например, на основе алюминия С внешней стороны оболочки 35 установлена (смонтирована) криогенная изоляция 36, предназначенная для поддержания температуры компонентов криогенного топлива 37 внутри несущего топливного бака в требуемых эксплуатационных пределах На нижней поверхности корпуса несущего- топливного бака установлены обтекаемые гондолы со створками 38 и 39 передней и основных стоек шасси. В этих ядолах смонтированы убирающиеся передние и основные стойки щасси 40 и 41. Отсек двигателей снаружи закрыт профилированными щитками 42, закрепленными шарнирно и отклоняющимися вместе с .маршевыми двйгателямио Силовой набор элевонов аппарата включает нервюры 43 и стрингеры 44. Активные элементы бортовой энергетической установкй 45 (например, солнечной) смонтированы на влутренней стороне поворотных створок 8 отсека полезного груза. Выбранная конструктивно-компоновочная схема и заложенные в ней конструктивные решения позволяют существенно улучшить важнейшие тактико-технические: характеристики аппарата: 987 снизить вес аппарата на 10-15 и увеличить массу полезного груза, выводимого на орбиту, в 2-3 раза благодаря применению несущего топливного бака для основной двигательной установки; обеспечить приемлемый запас статической неустойчивости в активной системе управления аппаратом во всем интервале скоростей полета, что особенно важно на дозвуковой скорости полета с выключенной основной двигательной установкой (например, при спуске с орбиты, при транспортировке и Те,д.) вследствие установки топливного бака с передним эксцентриситетом вдоль продольной оси аппарата по отношению к геометрическому центру конструкции обтекателя в совокупности с разнесением килей относительно продольной оси и 2 их наклоном во внешние стороны от плоскости симметрии аппарата на V/ Cfffftf.J сократить количество топливных баков для основной двигательной уста-, новки до одного, что не только уменьшает массу аппарата и увеличивает массу выводимого на орбиту полезного груза, но и повышает надежность аппарата и существенно упрощает его эксплуатацию (техническое обслуживание, регламентные работы, осмотры и .) и снижает ее стоимость; решить эффективно и качественно тепловую проблему спуска многоразовых космических аппаратов с орбиты благодаря применению внутренней теплозащиты, выполненной из композиционного материала с низкими теплофизическими характеристиками и расположенной между внешней обшивкой из листовой жаропрочной стали, обладающей высокими характеристиками радиационного излучения, и внутренней .силовой оболочкой из дюралюминиевого материала. ffV/ Фи(.
0yf,S /1rS
Фиг. 9
/ fj
/J г 17
