RU2730300C9 - Device for mass delivery of tourists to stratosphere and subsequent return to ground - Google Patents
Device for mass delivery of tourists to stratosphere and subsequent return to ground Download PDFInfo
- Publication number
- RU2730300C9 RU2730300C9 RU2018138820A RU2018138820A RU2730300C9 RU 2730300 C9 RU2730300 C9 RU 2730300C9 RU 2018138820 A RU2018138820 A RU 2018138820A RU 2018138820 A RU2018138820 A RU 2018138820A RU 2730300 C9 RU2730300 C9 RU 2730300C9
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aerodynamic
- rudders
- membrane
- engines
- steering
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/14—Space shuttles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
Description
Область техникиTechnology area
Изобретение относится к области ракетно-космической и авиационной техники и может найти применение при создании ракетно-космических и авиационных комплексов, обслуживающих индустрию космического туризма.The invention relates to the field of rocket-space and aviation technology and can be used in the creation of rocket-space and aviation complexes serving the space tourism industry.
Уровень техникиState of the art
Из уровня техники известно устройство, произведенное в России, обеспечивающее вывод на орбиту вокруг Земли, спуск с орбиты и возвращение на Землю космонавтов в кабине космического аппарата (КА) малого диаметра «Союз-МС», имеющего колоколообразную форму, обладающую малым коэффициентом аэродинамического качества. Малый диаметр КА обусловлен малым диаметром используемой для запуска КА в космос трехступенчатой ракеты-носителя «Союз-ФГ». КА «Союз-МС» обеспечивает полет в космос кроме двух членов экипажа одного туриста (www.ecoruspace.me/Союз-ФГ.html). КА спускается с орбиты в район приземления без управления по дальности и по боку. В силу малого коэффициента аэродинамического качества КА космонавты при спуске с орбиты испытывают большие перегрузки. Приземляется КА на парашютах. Недостатками устройства являются невозможность массовой доставки туристов на орбиту вокруг Земли, большие перегрузки, испытываемые экипажем и туристом при спуске КА с орбиты, и невозможность управления траекторией по дальности и боковой координате.A device made in Russia is known from the prior art, which provides launching into orbit around the Earth, descent from orbit and return to Earth of cosmonauts in the cabin of the Soyuz-MS small diameter spacecraft (SC), which has a bell-shaped shape and has a low aerodynamic quality coefficient. The small diameter of the spacecraft is due to the small diameter of the three-stage Soyuz-FG launch vehicle used to launch the spacecraft into space. The Soyuz-MS spacecraft provides space flight except for two crew members of one tourist (www.ecoruspace.me/Soyuz-FG.html). The spacecraft descends from orbit into the landing area without range and side control. Due to the low coefficient of aerodynamic quality of the spacecraft, cosmonauts undergo large overloads during descent from orbit. The spacecraft lands on parachutes. The disadvantages of the device are the impossibility of mass delivery of tourists to orbit around the Earth, large overloads experienced by the crew and tourist during the descent of the spacecraft from orbit, and the impossibility of controlling the trajectory in terms of range and lateral coordinate.
В качестве аналога можно привести российскую многоразовую космическую систему «Энергия-Буран», состоящую из ракеты-носителя «Энергия» и орбитального корабля (ОК) «Буран», обеспечивавшую полет в космос 4-х членов экипажа и 6-и пассажиров (http://www/buran.ru/htm/mtkkmain.htm). Признаком аналога, совпадающим с существенным признаком изобретения, является устройство доставки на орбиту вокруг Земли и возвращения на Землю пассажиров (туристов), состоящее из ракеты-носителя и ОК, управляемого на всех этапах спуска с орбиты, вплоть до посадки на аэродром базирования, «по-самолетному». При спуске с орбиты экипаж и пассажиры (туристы) испытывают меньшие перегрузки. Имеется возможность управления траекторией по дальности и по боковой координате. Для защиты от внешних тепловых потоков на переднюю и нижнюю части фюзеляжа и крыльев ОК «Буран» нанесено теплозащитное покрытие. Недостатком данного устройства является невозможность массовой доставки туристов на орбиту вокруг Земли, в связи с ограниченностью диаметра ОК, обусловленного ограниченностью диаметра ракеты-носителя. В связи с этим стоимость туристической «путевки» в космос исчисляется не одним десятком миллионов долларов.As an analogue, we can cite the Russian reusable space system "Energia-Buran", consisting of a carrier rocket "Energia" and an orbital spacecraft (OR) "Buran", which ensured the flight into space of 4 crew members and 6 passengers (http: //www/buran.ru/htm/mtkkmain.htm). An analogue sign, which coincides with the essential feature of the invention, is a device for delivering passengers (tourists) to orbit around the Earth and returning to Earth, consisting of a launch vehicle and an orbital vehicle, controlled at all stages of descent from orbit, up to landing at a home airfield, "according to -aircraft ". When descending from orbit, the crew and passengers (tourists) experience less overload. It is possible to control the trajectory in terms of range and lateral coordinate. To protect against external heat flows, a heat-shielding coating is applied to the front and lower parts of the fuselage and wings of the Buran. The disadvantage of this device is the impossibility of mass delivery of tourists to orbit around the Earth, due to the limited diameter of the OC, due to the limited diameter of the launch vehicle. In this regard, the cost of a tourist "voucher" into space is estimated at more than tens of millions of dollars.
В качестве прототипа можно привести межорбитальный космический аппарат (патент РФ №2061630), содержащий связанные между собой с возможностью отделения дозвуковой самолет-разгонщик, снабженный турбореактивной двигательной установкой, выполненную по самолетной схеме промежуточную разгонную ступень, снабженную прямоточным воздушно-реактивным и ракетным двигателями, и орбитальный самолет, снабженный ракетным двигателем, причем промежуточная разгонная ступень и орбитальный самолет размещены на фюзеляже дозвукового самолета-разгонщика. Каждый из элементов межорбитального космического аппарата для выполнения своих функций должен быть оснащен выпускаемыми шасси для взлета и посадки, аэродинамическими рулями управления, системой управления, кабиной экипажа с фонарем кабины, снабжен необходимым запасом рабочего тела, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения экипажа. Все элементы межорбитального космического аппарата должны обеспечивать многоразовое применение. Технический результат от использования межорбитального космического аппарата заключается в эффективном использовании атмосферного кислорода двигательными установками устройства, что позволяет уменьшить массу заправляемого в бортовые емкости жидкого окислителя и, соответственно, увеличить массу полезной нагрузки. Недостатком данного межорбитального космического аппарата является невозможность массовой доставки туристов на орбиту вокруг Земли в связи с ограниченностью диаметра фюзеляжа орбитального самолета.As a prototype, an interorbital spacecraft (RF patent No. 2061630) can be cited, containing a subsonic booster aircraft, equipped with a turbojet propulsion system, interconnected with the possibility of separation, an intermediate booster stage made according to an aircraft scheme, equipped with a ramjet and rocket engines, and an orbital aircraft equipped with a rocket engine, the intermediate booster stage and the orbital plane being located on the fuselage of the subsonic booster aircraft. Each of the elements of an interorbital spacecraft to perform its functions must be equipped with a retractable landing gear for take-off and landing, aerodynamic rudders, a control system, a crew cabin with a cockpit canopy, equipped with the necessary stock of a working fluid, the necessary equipment, gear and life support for the crew. All elements of an interorbital spacecraft must be reusable. The technical result from the use of an interorbital spacecraft consists in the efficient use of atmospheric oxygen by the propulsion systems of the device, which makes it possible to reduce the mass of the liquid oxidizer charged into the onboard containers and, accordingly, to increase the mass of the payload. The disadvantage of this interorbital spacecraft is the impossibility of mass delivery of tourists to orbit around the Earth due to the limited diameter of the fuselage of the orbital aircraft.
Таким образом, существующие технические средства не могут обеспечить массовую доставку в космос туристов, стремящихся там побывать за существенно более низкую стоимость «путевки». Причиной, препятствующей решению этой технической проблемы, является историческая ограниченность существующей концепции проникновения человека в космос, изначально основанной на космических ракетах-носителях малого диаметра и в дальнешем также на самолетах малого диаметра фюзеляжа.Thus, the existing technical means cannot ensure the mass delivery of tourists into space, striving to visit there for a significantly lower cost of the "voucher". The reason that hinders the solution of this technical problem is the historical limitation of the existing concept of human penetration into space, originally based on small-diameter space launch vehicles and later also on small-diameter aircraft of the fuselage.
Раскрытие сущности изобретенияDisclosure of the essence of the invention
Предлагается устройство для массовой доставки туристов в стратосферу, на суборбиту и на орбиту вокруг Земли и последующего возвращения на Землю, которое перед стартом представляет собой единое целое, включает три самостоятельных элемента, совместная и последовательная работа которых обеспечивает выполнение поставленной задачи:A device is proposed for the mass delivery of tourists to the stratosphere, to the suborbit and to the orbit around the Earth and the subsequent return to Earth, which before the launch is a single whole, includes three independent elements, the joint and consistent work of which ensures the fulfillment of the task:
а. Первым элементом устройства, работающим в последнюю, третью очередь, является ОК, рассчитанный на выведение на орбиту и спуск с орбиты заданного числа туристов и членов экипажа. Предусматривается кабина с экипажем и с фонарем кабины для управления на этапе полета по орбите и возвращения с орбиты. ОК по своей сути является второй ступенью двухступенчатой ракеты-носителя. Корпус ОК выполнен в форме сплюснутого в поперечном направлении и заостренного в передней части диска с развитым плоским и скошенным к кормовой части днищем. Эффективность управления при спуске с орбиты достигается за счет большего, чем у самолета, коэффициента аэродинамического качества и снижения веса конструкции по сравнению с самолетом при сопоставимой грузоподъемности, поскольку внешние нагрузки распределяются более равномерно по всей конструкции диска. Диск обеспечивает также меньшие перегрузки и меньшие внешние тепловые потоки при прохождении плотных слоев атмосферы с гиперзвуковой скоростью и возможность управления траекторией по дальности и по боковой координате. ОК снабжен маршевыми и рулевыми ракетными двигателями, установленными в кормовой части диска, необходимым запасом топлива, системой управления, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения членов экипажа и туристов, а также выпускаемыми шасси. Маршевые и рулевые двигатели используются для выведения ОК на орбиту, маневрирования на орбите, выдачи тормозного импульса скорости для спуска ОК с орбиты. В процессе выведения на орбиту маршевые ракетные двигатели ОК, имеющие высокий удельный импульс и работающие на экологически чистых компонентах, поочередно выключают или дросселируют для предотвращения появления перегрузки, превышающей заданную величину. Для управления углами атаки и крена при возвратном движении в атмосфере на всех участках полета используются аэродинамические рули - кормовой щиток и элевоны, устанавливаемые в кормовой части плоского днища. Для предотвращения срыва потока на больших углах атаки по бокам диска установлены аэродинамические кили. На задних частях килей установлены рули направления. Управление по дальности и по боковой координате осуществляется путем отклонения корпуса ОК на углы атаки и крена при движении в плотных слоях атмосферы. Для защиты корпуса ОК от внешних тепловых потоков при возвратном движении в атмосфере с гиперзвуковой скоростью на переднюю часть корпуса, на днище, на аэродинамические кили и рули нанесено теплозащитное покрытие. После снижения до заданной высоты полета экипаж обеспечивает выпуск шасси и посадку ОК «по-самолетному» на аэродром базирования. На всех скоростях полета ОК управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми ракетными двигателями. ОК рассчитан на многоразовое применение, все его двигатели рассчитаны на многократное включение. Для создания туристам и экипажу, комфортных условий пребывания на орбите в форме частичной гравитации орбитальному кораблю может быть придана необходимая угловая скорость вращения относительно вертикальной оси. ОК обладает свойствами ракеты и самолета, поэтому вправе иметь гибридное название расам.but. The first element of the device, which operates in the last, third stage, is the OC, designed to launch into orbit and descent from orbit of a given number of tourists and crew members. A cockpit with a crew and a cockpit canopy is provided for control during the orbital flight and return from orbit. OK is essentially the second stage of a two-stage launch vehicle. The OK body is made in the form of a flattened in the transverse direction and sharpened in the front part of the disk with a developed flat bottom, which is sloped towards the aft part. The efficiency of control during the descent from orbit is achieved due to a higher aerodynamic quality coefficient than that of an aircraft and a reduction in the weight of the structure compared to an aircraft with a comparable payload, since external loads are distributed more evenly over the entire structure of the disk. The disk also provides lower overloads and lower external heat fluxes when passing through dense layers of the atmosphere at hypersonic speed and the ability to control the trajectory along the range and along the lateral coordinate. The OK is equipped with cruising and steering rocket engines installed in the aft part of the disk, the necessary fuel supply, a control system, the necessary equipment, equipment and life support for the crew and tourists, as well as the landing gear. The cruise and steering engines are used to launch the spacecraft into orbit, maneuver in orbit, and issue a braking speed impulse for lowering the spacecraft from orbit. In the process of launching into orbit, the propulsion rocket engines OK, having a high specific impulse and operating on environmentally friendly components, are alternately turned off or throttled to prevent the occurrence of an overload exceeding a predetermined value. To control the angles of attack and roll during return motion in the atmosphere, aerodynamic rudders are used - a stern shield and elevons, installed in the stern of the flat bottom. To prevent stalling of the flow at high angles of attack, aerodynamic keels are installed on the sides of the disk. Rudders are installed on the rear parts of the keels. Range control and lateral coordinate control is carried out by deflecting the OK body to the angles of attack and roll when moving in dense layers of the atmosphere. To protect the OK hull from external heat flows during return movement in the atmosphere at hypersonic speed, a heat-shielding coating is applied to the front part of the hull, on the bottom, on the aerodynamic keels and rudders. After descending to a given flight altitude, the crew provides landing gear and landing of the aircraft "like an airplane" at the home airfield. At all OK flight speeds, the control of the aerodynamic rudders is supplemented by the control of the cruise and steering rocket engines. OK is designed for multiple use, all of its motors are designed for multiple switching. To create comfortable conditions for tourists and crew in orbit in the form of partial gravity, the orbital spacecraft can be given the required angular velocity of rotation about the vertical axis. OK has the properties of a rocket and an airplane, therefore it has the right to have a hybrid name for the races.
b. Вторым элементом устройства, работающим во вторую очередь, является суборбитальный корабль (СК), представляющий собой первую ступень ракеты-носителя. Он предназначен для реализации первого этапа выведения ОК на орбиту вокруг Земли с заданной начальной высоты отделения от воздушного корабля (ВК), а также для выведения на суборбитальную высоту заданного числа туристов. Он, как и ОК, оснащен маршевыми и рулевыми ракетными двигателями с необходимым запасом топлива для выполнения задач выведения и возвращения на аэродром базирования, а также системой управления, необходимым оборудованием, снаряжением, средствами жизнеобеспечения и шасси. Для этого его корпус повторяет форму корпуса ОК, но имеет большие, чем у ОК, размеры. Предусматривается кабина с экипажем и с фонарем кабины для управления на этапе возвращения с суборбитальной траектории. Перед стартом снаряженный ОК устанавливают в корпус СК с помощью разъемного соединения системы разделения. Для уменьшения аэродинамического сопротивления на этапе выведения корпус ОК устанавливают в корпус СК таким образом, что его корпус не выходит за внешний контур СК, для чего на верхней поверхности СК имеется овальный вырез, охватывающий по периметру обводы ОК. Для обеспечения прочности корпуса СК вырез изнутри подкреплен силовым элементом по форме днища ОК. С целью закрытия выреза после отделения ОК по периметру выреза закреплена упругая герметичная мембрана, имеющая два устойчивых напряженных состояния: либо она вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу, либо выдавлена из корпуса и образует его внешний контур. Перед установкой ОК мембрана вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу. После срабатывания пирозамков на отделение ОК в пространство между мембраной и силовым элементом подается избыточное давление, которое создает усилие на выдавливание мембраны и отделение ОК от СК. В результате мембрана выдавливается, закрывает вырез и образует внешний контур СК. Для обеспечения необходимой жесткости конструкции мембрана на своей внутренней поверхности имеет меридиональные и сегментальные наборы элементов, временно соединяемых между собой и с корпусом СК после формирования внешнего контура с целью создания силового каркаса. Передняя часть, днище, аэродинамические кили и рули СК имеют теплозащитное покрытие. В процессе выведения маршевые ракетные двигатели СК, имеющие высокий удельный импульс и работающие на экологически чистых компонентах, поочередно выключают или дросселируют для предотвращения появления перегрузки, превышающей заданную величину. После выключения маршевых двигателей СК снаряженный ОК отделяется от СК. Далее СК в ориентированном положении поднимается по инерции на суборбитальную высоту, после чего возвращается на аэродром базирования. На всех скоростях полета СК управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми ракетными двигателями. СК рассчитан на многоразовое применение, все его двигатели рассчитаны на многократное включение.b. The second element of the device, which operates in the second stage, is a suborbital spacecraft (SC), which is the first stage of the launch vehicle. It is intended for the implementation of the first stage of launching the spacecraft into orbit around the Earth from a given initial height of separation from an air vehicle (VC), as well as for launching a given number of tourists to suborbital altitude. It, like the OK, is equipped with sustainer and steering rocket engines with the necessary supply of fuel to perform the tasks of launching and returning to the home airfield, as well as a control system, the necessary equipment, equipment, life support and landing gear. To do this, its body follows the shape of the OK body, but has larger dimensions than that of the OK. A cockpit with a crew and a cockpit canopy is provided for control at the stage of returning from a suborbital trajectory. Before the start, the equipped OC is installed in the SC body by means of a detachable connection of the separation system. To reduce the aerodynamic resistance at the stage of launching, the OC body is installed in the SC body in such a way that its body does not go beyond the outer contour of the SC, for which there is an oval cutout on the upper surface of the SC, covering the OC contour along the perimeter. To ensure the strength of the SC body, the cutout from the inside is reinforced with a load-bearing element in the shape of the OK bottom. In order to close the cutout after separation of the OC, an elastic sealed membrane is fixed along the perimeter of the cutout, which has two stable stress states: either it is pressed into the body and pressed against the force element, or it is squeezed out of the body and forms its outer contour. Before installing the OK, the diaphragm is pressed into the body and pressed against the load-bearing element. After the pyro-locks are triggered, excess pressure is applied to the OC separation into the space between the membrane and the force element, which creates an effort to squeeze out the membrane and separate the OC from the SC. As a result, the membrane is squeezed out, closes the cutout and forms the outer contour of the SC. To ensure the required rigidity of the structure, the membrane on its inner surface has meridional and segmental sets of elements that are temporarily connected to each other and to the SC body after the formation of the outer contour in order to create a load-bearing frame. The front part, bottom, aerodynamic keels and rudders of the SK have a heat-shielding coating. In the process of launching, cruise rocket engines SC, which have a high specific impulse and operate on environmentally friendly components, are alternately turned off or throttled to prevent the occurrence of an overload exceeding a predetermined value. After turning off the main engines of the SC, the equipped OK is separated from the SC. Further, the SC in an oriented position rises by inertia to a suborbital height, after which it returns to the home airfield. At all flight speeds of the SC, the control of the aerodynamic rudders is supplemented by the control of the cruise and steering rocket engines. SC is designed for multiple use, all of its motors are designed for multiple switching on.
с. Третьим элементом устройства, работающим в первую очередь, является ВК с заданными массогабаритными и динамическими характеристиками, выполняющий функции грузового самолета большой грузоподъемности. Он обеспечивает доставку на стратосферную высоту снаряженного СК, а также заданного числа туристов. ВК оснащен маршевыми и рулевыми двигателями с необходимым запасом топлива, а также системой управления, необходимым оборудованием, снаряжением, средствами жизнеобеспечения и шасси. ВК повторяет форму диска корпуса СК, но имеет большие, чем у СК, размеры. Корпус ВК выполнен в форме сплюснутого в поперечном направлении и заостренного в передней части диска с развитым плоским и скошенным в к кормовой части днищем. Для управления углами атаки и крена на всех участках полета используются аэродинамические рули - кормовой щиток и элевоны, устанавливаемые в кормовой части плоского днища. Для предотвращения срыва потока на больших углах атаки по бокам диска установлены аэродинамические кили. На задних частях килей установлены рули направления. Перед стартом снаряженный СК устанавливают в корпус ВК с помощью разъемного соединения системы разделения. Для уменьшения аэродинамического сопротивления СК устанавливают в корпус ВК таким образом, что его корпус не выходит за внешний контур ВК, для чего на верхней поверхности ВК имеется овальный вырез, охватывающий по периметру обводы СК. Для обеспечения прочности корпуса ВК вырез изнутри подкреплен силовым элементом по форме днища СК. С целью закрытия выреза после отделения СК по периметру выреза закреплена упругая герметичная мембрана, имеющая два устойчивых напряженных состояния: либо она вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу, либо выдавлена из корпуса и образует его внешний контур. Перед установкой СК мембрана вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу. После срабатывания пирозамков на отделение СК в пространство между мембраной и силовым элементом подается избыточное давление, которое создает усилие на выдавливание мембраны и отделение СК от ВК. В результате мембрана выдавливается, закрывает вырез и образует внешний контур ВК. Для обеспечения необходимой жесткости конструкции мембрана на своей внутренней поверхности имеет меридиональные и сегментальные наборы элементов, временно соединяемых между собой и с корпусом ВК после формирования внешнего контура с целью создания силового каркаса. В качестве маршевых и рулевых двигателей ВК используются турбореактивные двигатели, для чего в кормовой его части сверху за овальным вырезом расположены воздухозаборники. Предусматривается кабина с экипажем и с фонарем кабины для управления на всех этапах полета - взлет, набор высоты, отделение СК, снижение, выпуск шасси и посадка «по-самолетному» на аэродром базирования. Управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями. ВК рассчитан на многоразовое применение, все его двигатели рассчитаны на многократное включение.from. The third element of the device, which works first of all, is a VC with given weight and size and dynamic characteristics, which performs the functions of a heavy-duty cargo aircraft. It ensures the delivery of the equipped SC, as well as the specified number of tourists, to the stratospheric altitude. The VC is equipped with sustainer and steering engines with the necessary fuel supply, as well as a control system, the necessary equipment, equipment, life support and chassis. VK repeats the shape of the disk of the SC body, but has larger dimensions than that of the SC. The VK body is made in the form of a flattened in the transverse direction and sharpened in the front part of the disk with a developed flat bottom and beveled towards the aft part. To control the angles of attack and roll in all flight phases, aerodynamic rudders are used - a stern shield and elevons installed in the stern of the flat bottom. To prevent stalling of the flow at high angles of attack, aerodynamic keels are installed on the sides of the disk. Rudders are installed on the rear parts of the keels. Before the start, the equipped SC is installed in the VC body by means of a detachable connection of the separation system. To reduce the aerodynamic resistance, the SC is installed in the VC body in such a way that its body does not go beyond the outer contour of the VC, for which there is an oval cutout on the upper surface of the VC, covering the SC contours along the perimeter. To ensure the strength of the VK body, the cutout from the inside is reinforced with a load-bearing element in the shape of the SC bottom. In order to close the cutout after separation of the SC, an elastic sealed membrane is fixed along the perimeter of the cutout, which has two stable stress states: either it is pressed into the body and pressed against the load-bearing element, or it is squeezed out of the body and forms its outer contour. Before installing the SC, the membrane is pressed into the body and pressed against the load-bearing element. After the pyro-locks are triggered, excess pressure is applied to the separation of the SC in the space between the membrane and the force element, which creates an effort to squeeze out the membrane and separate the SC from the VC. As a result, the membrane is squeezed out, closes the cutout and forms the outer contour of the VC. To ensure the required rigidity of the structure, the membrane on its inner surface has meridional and segmental sets of elements that are temporarily connected to each other and to the VC body after the formation of the outer contour in order to create a load-bearing frame. Turbojet engines are used as the main and steering engines of the VK, for which air intakes are located in the aft part from above behind the oval cutout. A cockpit with a crew and a cockpit canopy is provided for control at all stages of the flight - takeoff, climb, spacecraft separation, descent, landing gear and landing “like an airplane” at the home base. The control of the aerodynamic rudders is complemented by the control of the cruise and steering motors. VK is designed for reusable use, all of its motors are designed for multiple switching on.
Задачей этого изобретения является использование летательного аппарата дискообразной формы большого диаметра, обладающего известным рядом достоинств по сравнению с ракетой и самолетом, для массовой доставки туристов в стратосферу, на суборбиту и на орбиту вокруг Земли и последующего возвращения на Землю.The objective of this invention is the use of a disk-shaped aircraft of large diameter, which has a known number of advantages in comparison with a rocket and an aircraft, for the mass delivery of tourists to the stratosphere, to the suborbit and to the orbit around the Earth and subsequent return to Earth.
Поставленная задача решается тем, что устройство для массовой доставки туристов в стратосферу и последующего возвращения на Землю, состоящее из ВК, выполняющего функцию грузового самолета и управляемого «по-самолетному» от взлета до посадки на аэродром базирования, оснащено выпускаемыми шасси для взлета и посадки, аэродинамическими рулями управления, маршевыми турбореактивными двигателями, системой управления, кабиной экипажа с фонарем кабины, снабжено необходимым запасом рабочего тела, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения экипажа, согласно изобретению, корпус ВК выполнен в форме диска, имеет форму сплюснутого в поперечном направлении и заостренного в передней части диска с плоским и скошенным к кормовой части днищем, по бокам диска установлены аэродинамические кили, при этом ВК оснащен рулевыми турбореактивными двигателями, размещаемыми с маршевыми турбореактивными двигателями в кормовой части ВК, в кормовой части сверху расположены воздухозаборники, при этом маршевые и рулевые двигатели выполнены с учетом их многократного включения, в качестве аэродинамических рулей используются кормовой щиток и элевоны, устанавливаемые на кормовой части днища, и рули направления, устанавливаемые на задних частях аэродинамических килей, ВК снабжен необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения для размещения заданного числа туристов, при этом на всех скоростях полета управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями.The problem is solved by the fact that the device for the mass delivery of tourists to the stratosphere and subsequent return to Earth, consisting of a VC, performing the function of a cargo plane and controlled "like an airplane" from takeoff to landing at the home base, is equipped with a release landing gear for takeoff and landing, aerodynamic rudders, cruise turbojet engines, a control system, a cockpit with a cockpit canopy, equipped with the necessary supply of working fluid, the necessary equipment, equipment and life support for the crew, according to the invention, the VC body is made in the form of a disk, has the shape of a flattened in the transverse direction and pointed aerodynamic keels are installed in the front part of the disk with a flat bottom and sloping towards the stern, along the sides of the disk, the VC is equipped with steering turbojet engines placed with the propulsion turbojet engines in the aft part of the VC, air intakes are located on top of the aft part, pr and this sustainer and steering engines are made taking into account their repeated switching on, as aerodynamic control surfaces, a stern shield and elevons installed on the aft part of the bottom are used, and rudders installed on the rear parts of aerodynamic keels, the VC is equipped with the necessary equipment, equipment and life support for accommodating a given number of tourists, while at all flight speeds, the control of the aerodynamic rudders is supplemented by the control of the cruise and steering engines.
С целью массовой доставки туристов на суборбиту и последующего возвращения на Землю ВК имеет сверху овальный вырез в корпусе, в который устанавливают СК, форма которого повторяет форму ВК, но меньших размеров, устанавливают его в корпусе ВК с помощью разъемного соединения системы разделения так, что его контур не выходит за внешний контур ВК, вырез изнутри подкреплен силовым элементом по форме днища СК, по периметру выреза закреплена упругая герметичная мембрана, имеющая два устойчивых напряженных состояния: либо она вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу, либо выдавлена из корпуса и образует его внешний контур, так что перед установкой СК мембрана вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу, а после срабатывания пирозамков на отделение СК в пространство между мембраной и силовым элементом подается избыточное давление, которое создает усилие на выдавливание мембраны и отделение СК от корпуса ВК, в результате чего мембрана выдавливается, закрывает вырез и образует внешний контур корпуса, мембрана на своей внутренней поверхности имеет меридиональные и сегментальные наборы элементов, временно соединяемых между собой и с корпусом после формирования внешнего контура, при этом СК снабжен системой управления и устанавливаемыми в кормовой части СК маршевыми и рулевыми ракетными двигателями, а также выпускаемыми шасси, все элементы СК выполнены с учетом их многоразового применения, маршевые и рулевые двигатели выполнены с учетом их многократного включения, корпус СК снабжен также аэродинамическими рулями - кормовым щитком и элевонами, устанавливаемыми на кормовой части днища, и рулями направления, устанавливаемыми на задних частях аэродинамических килей, на переднюю часть СК, днище, аэродинамические кили и рули нанесено теплозащитное покрытие, СК оснащен маршевыми ракетными двигателями с высоким удельным импульсом, работающими на экологически чистых компонентах, которые поочередно выключают или дросселируют по траектории выведения, СК снабжен также необходимым запасом рабочего тела, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения для размещения заданного числа туристов и членов экипажа в кабине с фонарем кабины, при этом на всех скоростях полета управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями.For the purpose of mass delivery of tourists to the suborbit and subsequent return to Earth, the VC has an oval cutout on top in the housing, into which the VC is installed, the shape of which repeats the shape of the VC, but of smaller dimensions, it is installed in the VC housing using a detachable connection of the separation system so that it the contour does not go beyond the outer contour of the VC, the cutout from the inside is reinforced by a force element in the shape of the bottom of the SC, an elastic sealed membrane is fixed along the perimeter of the cutout, which has two stable stress states: either it is pressed into the body and pressed against the power element, or is squeezed out of the body and forms it the external circuit, so that before installing the SC the membrane is pressed into the body and pressed against the power element, and after the pyro-locks are triggered to separate the SC into the space between the membrane and the power element, excess pressure is applied, which creates a force to squeeze out the membrane and separate the SC from the VC body, in as a result, the membrane is squeezed out, closes the cutout and forms an outer the outer contour of the hull, the membrane on its inner surface has meridional and segmental sets of elements temporarily connected to each other and to the hull after the formation of the outer contour, while the SC is equipped with a control system and propulsion and steering rocket engines installed in the aft part of the SC, as well as the produced landing gear, all elements of the SC are made taking into account their reusable use, the sustainer and steering engines are made taking into account their repeated activation, the body of the SC is also equipped with aerodynamic rudders - a stern flap and elevons installed on the aft part of the bottom, and rudders installed on the rear parts of the aerodynamic keels, on the front part of the SC, the bottom, aerodynamic keels and rudders, a heat-shielding coating is applied, the SC is equipped with sustainer rocket engines with a high specific impulse operating on environmentally friendly components that alternately turn off or throttled along the launch trajectory, the SC is also equipped with the necessary equipment a working medium, the necessary equipment, gear and life support to accommodate a given number of tourists and crew members in a cockpit with a cockpit canopy, while at all flight speeds, the control of aerodynamic rudders is supplemented by the control of the propulsion and steering engines.
С целью массовой доставки туристов на орбиту вокруг Земли и последующего возвращения на Землю СК имеет сверху овальный вырез в корпусе, в который устанавливают ОК, форма которого повторяет форму СК, но меньших размеров, ОК устанавливают в корпусе СК с помощью разъемного соединения системы разделения так, что его контур не выходит за внешний контур СК, вырез изнутри подкреплен силовым элементом по форме днища ОК, а по периметру выреза закреплена упругая герметичная мембрана, имеющая два устойчивых напряженных состояния: либо она вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу, либо выдавлена из корпуса и образует его внешний контур, так что перед установкой ОК мембрана вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу, а после срабатывания пирозамков на отделение ОК в пространство между мембраной и силовым элементом подается избыточное давление, которое создает усилие на выдавливание мембраны и отделение ОК от корпуса СК, в результате чего мембрана выдавливается, закрывает вырез и образует внешний контур корпуса, мембрана на своей внутренней поверхности имеет меридиональные и сегментальные наборы элементов, временно соединяемых между собой и с корпусом после формирования внешнего контура, при этом ОК снабжен системой управления и устанавливаемыми в кормовой части ОК маршевыми и рулевыми ракетными двигателями, а также выпускаемыми шасси, все элементы ОК выполнены с учетом их многоразового применения, маршевые и рулевые двигатели выполнены с учетом их многократного включения, корпус ОК снабжен также аэродинамическими рулями - кормовым щитком и элевонами, устанавливаемыми на кормовой части днища, и рулями направления, устанавливаемыми на задних частях аэродинамических килей, на переднюю часть ОК, днище, аэродинамические кили и рули нанесено теплозащитное покрытие, ОК оснащен маршевыми ракетными двигателями с высоким удельным импульсом, работающими на экологически чистых компонентах, которые поочередно выключают или дросселируют по траектории выведения, ОК снабжен также необходимым запасом рабочего тела, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения для размещения заданного числа туристов и членов экипажа в кабине с фонарем кабины, при этом на всех скоростях полета управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями, ОК выполнен с возможностью придания ему необходимой угловой скорости вращения относительно вертикальной оси.For the purpose of mass delivery of tourists to orbit around the Earth and subsequent return to Earth, the SC has an oval cutout on top in the body, into which the OC is installed, the shape of which repeats the shape of the SC, but of smaller dimensions, the OC is installed in the SC body using a detachable connection of the separation system so, that its contour does not go beyond the outer contour of the SC, the cutout from the inside is reinforced by a force element in the shape of the bottom of the OK, and an elastic sealed membrane is fixed along the perimeter of the cutout, which has two stable stress states: either it is pressed into the body and pressed against the power element, or is squeezed out of the body and forms its outer contour, so that before installing the OC, the membrane is pressed into the body and pressed against the force element, and after the pyro-locks are triggered, excess pressure is applied to the OC separation into the space between the membrane and the force element, which creates a force to squeeze out the membrane and separate the OC from the body SC, as a result of which the membrane is squeezed out, closes the cutout and forms m the outer contour of the hull, the membrane on its inner surface has meridional and segmental sets of elements temporarily connected with each other and with the hull after the formation of the outer contour, while the OC is equipped with a control system and cruise and steering rocket engines installed in the aft part of the OC, as well as manufactured chassis, all the elements of the OK are made taking into account their reusable use, the sustainer and steering engines are made taking into account their repeated activation, the body of the OK is also equipped with aerodynamic rudders - a stern shield and elevons installed on the aft part of the bottom, and rudders installed on the rear parts of the aerodynamic keels, on the front part of the OK, the bottom, aerodynamic keels and rudders, a heat-shielding coating is applied, the OK is equipped with sustainer rocket engines with high specific impulse operating on environmentally friendly components that alternately turn off or throttle along the launch trajectory, the OK is also equipped with the necessary supply of working fluid, the necessary equipment, equipment and life support to accommodate a given number of tourists and crew members in the cockpit with a canopy, while at all flight speeds, the control of the aerodynamic rudders is supplemented by the control of the propulsion and steering engines, the OK is made with the ability to give it the necessary angular the speed of rotation about the vertical axis.
В качестве аэродрома базирования используется акватория у морского причала.The water area at the sea berth is used as a home base.
Сущность изобретения поясняется чертежами элементов устройства.The essence of the invention is illustrated by drawings of the elements of the device.
На фиг. 1 приведены проекции ОК на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости, на которых видны основные элементы конструкции ОК.FIG. 1 shows the projection of the OC on the vertical, horizontal and normal planes, on which the main structural elements of the OC are visible.
На фиг. 2 приведены те же проекции снаряженного СК с установленным на нем снаряженным ОК.FIG. 2 shows the same projections of the equipped SC with the equipped OK installed on it.
На фиг. 3 также приведены те же проекции снаряженного ВК с установленным на нем снаряженным СК.FIG. 3 also shows the same projections of the equipped VC with the equipped SC installed on it.
На этих фигурах:In these figures:
1 - корпус ОК;1 - building OK;
2 - плоское и скошенное к хвостовой части днище;2 - the bottom is flat and beveled towards the tail;
3 - рулевые ракетные двигатели;3 - steering rocket engines;
4 - маршевые ракетные двигатели;4 - cruise rocket engines;
5 - кормовой щиток;5 - aft shield;
6 - элевоны;6 - elevons;
7 - аэродинамические кили;7 - aerodynamic keels;
8 - рули направления;8 - rudders;
9 - фонарь кабины экипажа;9 - cockpit canopy;
10 - овальный вырез;10 - oval cut;
11 - воздухозаборники.11 - air intakes.
Осуществление изобретенияImplementation of the invention
Пример возможной реализации предложенного технического решения.An example of a possible implementation of the proposed technical solution.
1. ОК предназначен для выведения на круговую околоземную орбиту высотой 220 км и последующего возвращения на аэродром базирования 100-а туристов и 10-и членов экипажа. По форме корпус ОК 1 (фиг. 1) представляет собой сплюснутый в поперечном направлении и заостренный в передней части диск с развитым плоским и скошенным к хвостовой части днищем 2 диаметром 25 м и высотой 5 м. Стартовая масса ОК равна 165 т и распределена следующим образом:1. The spacecraft is intended for launching into a circular near-earth orbit with an altitude of 220 km and subsequent return to the airfield of home base of 100 tourists and 10 crew members. The shape of the body OK 1 (Fig. 1) is a flattened in the transverse direction and tapered in the front part of the disk with a developed flat and beveled towards the tail of the bottom 2 with a diameter of 25 m and a height of 5 m. The launch mass of the OK is 165 tons and is distributed as follows :
В кормовой части ОК размещены рулевые ракетные двигатели 3 для управления угловым положением корпуса относительно всех трех осей и маршевые ракетные двигатели 4 с суммарной тягой 240 тс. Количество маршевых ракетных двигателей определяется величиной номинальной тяги каждого из них и возможностью дросселирования тяги. Они работают на экологически чистом топливе «жидкий кислород плюс жидкий водород» и имеют удельный импульс за пределами атмосферы не ниже 450 с. Поочередным отключением двигателей или их дросселированием обеспечивается перегрузка при работе ОК не более 4 единиц, и при этом обеспечивается необходимый уровень надежности выведения. Кроме того, в кормовой части установлены аэродинамические поверхности: кормовой щиток 5 и элевоны 6 для управления углами атаки и крена. Для предотвращения срыва потока на больших углах атаки по бокам диска установлены аэродинамические кили 7. На задних частях килей установлены рули направления 8. На переднюю часть ОК, на плоское и скошенное к кормовой части днище 2, аэродинамические кили 7 и рули 5, 6, 8 нанесено теплозащитное покрытие (на фиг. 1 не показано). Имеется система управления, необходимое оборудование и снаряжение для туристов и экипажа со средствами жизнеобеспечения (на фиг. 1 не показано), кабина экипажа с фонарем кабины экипажа 9 для управления ОК при выполнении последующих после выведения на орбиту операций и при возвращении на аэродром базирования. Имеются выпускаемые шасси (на фиг. 1 не показано) для посадки «по-самолетному» на аэродром базирования. На всех скоростях полета ОК управление аэродинамическими рулями 5, 6, 8 дополняется управлением маршевыми ракетными двигателями 4 и рулевыми ракетными двигателями 3.In the aft part of the OK there are steering
2. СК предназначен для выведения ОК в заданную точку траектории с заданной скоростью, подъема в ориентированном положении по инерции на своем борту 100-а туристов и 10-и членов экипажа на суборбитальную высоту 190 км, а. также последующего возвращения на аэродром базирования. СК (фиг. 2) имеет форму диска, которая повторяет форму диска ОК, имеет диаметр 35 м и высоту 7 м. Стартовая масса СК равна 945 т и распределена следующим образом:2. The SC is intended for launching the spacecraft to a given point of the trajectory at a given speed, lifting in an oriented position by inertia on board 100 tourists and 10 crew members to a suborbital altitude of 190 km, a. also the subsequent return to the home airfield. The SC (Fig. 2) has the shape of a disk, which repeats the shape of the OK disk, has a diameter of 35 m and a height of 7 m. The launch weight of the SC is 945 t and is distributed as follows:
Внешние обводы СК аналогичны обводам ОК. Отличие в кормовой части состоит в том, что здесь размещается больше, чем на ОК, маршевых ракетных двигателей 4 с суммарной тягой 1200 тс, выводящих снаряженный ОК в заданную точку траектории выведения с заданной скоростью. Количество маршевых ракетных двигателей 4 определяется величиной номинальной тяги каждого из них и возможностью дросселирования тяги. Они работают на экологически чистом топливе «жидкий кислород плюс жидкий водород» и имеют удельный импульс за пределами атмосферы не ниже 450 с. Поочередным отключением маршевых двигателей или их дросселированием обеспечивается перегрузка при работе СК не более 4 единиц, и при этом обеспечивается необходимый уровень надежности выведения. Имеется система управления, оборудование и снаряжение для туристов и экипажа со средствами жизнеобеспечения, а также кабина экипажа с фонарем кабины экипажа 9 для управления СК при выполнении последующих после отделения снаряженного ОК операций при возвращении на аэродром базирования. На переднюю часть СК, днище 2, аэродинамические кили 7 и рули 5, 6, 8 нанесено теплозащитное покрытие (на фиг. 2 не показано). Для уменьшения аэродинамического сопротивления на этапе выведения ОК устанавливается в корпусе СК таким образом, что его корпус не выходит за внешний контур СК, для чего на верхней поверхности СК имеется овальный вырез 10. Вырез по периметру охватывает обводы ОК. Для обеспечения прочности корпуса СК вырез изнутри подкреплен силовым элементом (на фиг. 2 не показано) по форме днища ОК. По периметру выреза закреплена упругая герметичная мембрана (на фиг. 2 не показано), которая после отделения ОК образует внешний контур СК. Для обеспечения необходимой жесткости конструкции мембрана на своей внутренней поверхности имеет меридиональные и сегментальные наборы элементов (на фиг. 2 не показано), временно соединяемых между собой и с корпусом СК после формирования внешнего контура с целью создания силового каркаса. Имеются выпускаемые шасси (на фиг. 2 не показано) для посадки «по-самолетному» на аэродром базирования. На всех скоростях полета СК управление аэродинамическими рулями 5, 6, 8, дополняется управлением маршевыми ракетными двигателями 4 и рулевыми ракетными двигателями 3.The outer contours of the SC are similar to those of the OK. The difference in the aft part is that it accommodates more than on the launch pad, 4 propulsion rocket engines with a total thrust of 1200 tf, which bring the equipped OK to a given point of the launch trajectory at a given speed. The number of
3. ВК выполняет функцию грузового самолета большой грузоподъемности, доставляет на стратосферную высоту 30 км снаряженный СК и 100 туристов на своем борту. Его форма (фиг. 3) повторяет форму диска СК и имеет диаметр 45 м и высоту 9 м. Максимальная взлетная масса ВК равна 1560 т и распределена3. VC performs the function of a heavy-duty cargo aircraft, delivers an equipped SC and 100 tourists on board to a stratospheric altitude of 30 km. Its shape (Fig. 3) repeats the shape of the SC disk and has a diameter of 45 m and a height of 9 m. The maximum takeoff weight of the VC is 1560 t and is distributed
следующим образом:in the following way:
Внешние обводы ВК аналогичны обводам СК. Отличие в кормовой части ВК состоит в том, что в качестве рулевых 3 и маршевых 4 двигателей используются турбореактивные двигатели. В кормовой части сверху за овальным вырезом расположены воздухозаборники 11. Маршевые двигатели 4 обладают в режиме взлета ВК суммарной тягой 360 тс, достаточной для выведения снаряженного СК на высоту 30 км с крейсерской скоростью 720 км/ч. ВК для работы маршевых 4 и рулевых 3 двигателей имеет на борту необходимый запас топлива, снабжен системой управления, необходимым оборудованием, снаряжением, средствами жизнеобеспечения и шасси (на фиг. 3 не показано). Для уменьшения аэродинамического сопротивления в полете снаряженный СК перед стартом устанавливается в корпус ВК таким образом, что его корпус не выходит за внешний контур ВК, для чего на верхней поверхности ВК имеется овальный вырез 10. Вырез по периметру охватывает обводы СК. Для обеспечения прочности корпуса ВК вырез изнутри подкреплен силовым элементом (на фиг. 3 не показано) по форме днища СК. По периметру выреза закреплена упругая герметичная мембрана (на фиг. 3 не показано), которая после отделения СК образует внешний контур ВК. Для обеспечения необходимой жесткости конструкции мембрана на своей внутренней поверхности имеет меридиональные и сегментальные наборы элементов (на фиг. 3 не показано), временно соединяемых между собой и с корпусом ВК после формирования внешнего контура с целью создания силового каркаса. На всех скоростях полета управление аэродинамическими рулями 5, 6, 8 дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями.The outer contours of the VK are similar to those of the SC. The difference in the aft part of the VC is that turbojet engines are used as steering 3 and
Устройство для массовой доставки туристов в стратосферу, на суборбиту и на орбиту вокруг Земли и последующего возвращения на Землю работает следующим образом. После стыковки, испытаний, снаряжения, зарядки и заправки всех элементов устройства и размещения туристов и экипажей оно с помощью ВК осуществляет взлет и подъем на высоту 30 км в заданную точку пространства с заданной скоростью. На этой высоте производится расстыковка и отделение от ВК снаряженного СК, после чего ВК с закрытым мембраной вырезом в корпусе возвращается на аэродром базирования.The device for the mass delivery of tourists to the stratosphere, to the suborbit and to the orbit around the Earth and the subsequent return to the Earth works as follows. After docking, testing, equipping, charging and refueling all elements of the device and accommodating tourists and crews, it takes off and ascends to an altitude of 30 km to a given point in space with a given speed with the help of the VC. At this height, the undocking and separation of the equipped SC from the VC is carried out, after which the VC with a closed membrane cutout in the hull returns to the basing airfield.
После отделения СК от ВК включают его маршевые и рулевые двигатели, и он из горизонтального положения переводится в близкое к вертикальному положение на траекторию выведения, которое в дальнейшем изменяется в соответствии с программой выведения. При достижении заданной 4-х кратной перегрузки маршевые ракетные двигатели СК поочередно выключают или дросселируют. При достижении заданной точки траектории с заданной скоростью работающие маршевые ракетные двигатели СК выключают, производится расстыковка и отделение снаряженного ОК. Далее СК с закрытым мембраной вырезом в корпусе в ориентированном положении поднимается по инерции на суборбитальную высоту 190 км. После возвратного прохождения плотных слоев атмосферы СК возвращается на аэродром базирования.After the separation of the SC from the VC, its sustainer and steering engines are turned on, and it is transferred from a horizontal position to a position close to vertical to the launch trajectory, which subsequently changes in accordance with the launch program. When a given 4-fold overload is reached, the cruise rocket engines SC are alternately turned off or throttled. When a given point of the trajectory is reached at a given speed, the operating cruise rocket engines of the SC are switched off, the undocking and separation of the equipped OC are performed. Further, the SC with a closed membrane cutout in the body in an oriented position rises by inertia to a suborbital altitude of 190 km. After the return passage through the dense layers of the atmosphere, the SC returns to the home airfield.
После отделения ОК включают его маршевые и рулевые двигатели, и он продолжает движение по траектории выведения на орбиту вокруг Земли. В процессе выведения маршевые ракетные двигатели ОК также поочередно выключают или дросселируют с целью удержания перегрузки в пределах до 4-х единиц. После выведения ОК на заданную орбиту его работающие маршевые ракетные двигатели выключают.After the separation of the OK, its propulsion and steering engines are turned on, and it continues to move along the trajectory of injection into orbit around the Earth. In the process of launching, the main rocket engines OK are also alternately turned off or throttled in order to keep the overload within up to 4 units. After launching the spacecraft into a given orbit, its operating propulsion rocket engines are turned off.
Для создания туристам и экипажу комфортных условий пребывания на орбите в форме частичной гравитации орбитальному кораблю может быть придана необходимая угловая скорость вращения относительно вертикальной оси.To create comfortable conditions for tourists and crew in orbit in the form of partial gravity, the orbital spacecraft can be given the required angular velocity of rotation about the vertical axis.
После пребывания ОК на орбите в течение заданного времени, например, одних суток, осуществляется спуск ОК с орбиты, для чего в заданный момент времени ОК ориентируется в пространстве таким образом, чтобы направление вектора тяги его маршевых ракетных двигателей было противоположно направлению вектора скорости движения. В этом положении включают один из маршевых ракетных двигателей, после отработки которым заданного тормозного импульса скорости ОК проходит последовательно все участки спуска с орбиты: внеатмосферный участок, участок движения в плотных слоях атмосферы, участок выхода на аэродром базирования и посадки на аэродром базирования с выпущенными шасси. При движении в плотных слоях атмосферы ОК управляется по углам атаки и крена для выхода на аэродром базирования по дальности и по боковой координате.After the spacecraft has been in orbit for a given time, for example, one day, the spacecraft is descent from orbit, for which, at a given time, the spacecraft is oriented in space in such a way that the direction of the thrust vector of its cruise rocket engines is opposite to the direction of the velocity vector. In this position, one of the cruise rocket engines is turned on, after which a given braking impulse of speed is worked out, the OR passes sequentially all the sections of descent from orbit: the extra-atmospheric section, the section of movement in dense layers of the atmosphere, the section for entering the home airfield and landing on the home base with the landing gear extended. When moving in dense layers of the atmosphere, the spacecraft is controlled by the angles of attack and roll to reach the basing airfield in terms of range and lateral coordinate.
В результате применения настоящего изобретения техническое решение, обеспечивающее массовую доставку туристов в космос и, как следствие, уменьшение стоимости туристической «путевки» в космос, реализуется за счет:As a result of the application of the present invention, a technical solution that ensures the mass delivery of tourists into space and, as a consequence, a decrease in the cost of a tourist "voucher" into space, is realized due to:
- отказа от использования дорогостоящего наземного стартового комплекса;- refusal to use an expensive ground launch complex;
- отказа от использования однократно применяемых ступеней ракеты-носителя;- refusal to use single-use stages of the launch vehicle;
- отказа от использования головного обтекателя;- refusal to use the head fairing;
- отказа от использования зон отчуждения для падения ступеней ракеты-носителя и головного обтекателя;- refusal to use exclusion zones for the fall of the stages of the launch vehicle and the nose fairing;
- использования всех трех элементов устройства в виде конструкций специальной дискообразной формы и специальной схемы размещения полезных нагрузок и их отделения, приспособленных для многоразового применения;- the use of all three elements of the device in the form of special disc-shaped structures and a special layout of payloads and their separation, adapted for reusable use;
- использования ОК для массовой доставки туристов на орбиту вокруг Земли, СК для массовой доставки туристов на суборбитальную высоту и ВК для массовой доставки туристов на стратосферную высоту.- the use of the OC for the mass delivery of tourists to orbit around the Earth, the SC for the mass delivery of tourists to suborbital altitude and the VC for the mass delivery of tourists to the stratospheric altitude.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018138820A RU2730300C9 (en) | 2018-11-02 | 2018-11-02 | Device for mass delivery of tourists to stratosphere and subsequent return to ground |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018138820A RU2730300C9 (en) | 2018-11-02 | 2018-11-02 | Device for mass delivery of tourists to stratosphere and subsequent return to ground |
Publications (4)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2018138820A RU2018138820A (en) | 2020-05-12 |
| RU2018138820A3 RU2018138820A3 (en) | 2020-05-12 |
| RU2730300C2 RU2730300C2 (en) | 2020-08-21 |
| RU2730300C9 true RU2730300C9 (en) | 2021-06-22 |
Family
ID=70734685
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018138820A RU2730300C9 (en) | 2018-11-02 | 2018-11-02 | Device for mass delivery of tourists to stratosphere and subsequent return to ground |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2730300C9 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2731518C1 (en) | 2019-12-13 | 2020-09-03 | Владимир Федорович Петрищев | Device for accelerated delivery of passengers to intercontinental distances |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3369771A (en) * | 1964-06-18 | 1968-02-20 | British Aircraft Corp Ltd | Space vehicles |
| SU580696A1 (en) * | 1975-08-08 | 1992-06-23 | Aksenov Yu V | Reusable aircraft system |
| SU811679A1 (en) * | 1978-05-26 | 1992-06-23 | Aksenov Yu V | Reusable aircraft system |
| SU1663894A1 (en) * | 1989-08-29 | 1995-09-27 | Московский авиационный технологический институт им.К.Э.Циолковского | Recoverable two-module spaceship |
| RU2216488C1 (en) * | 2002-06-27 | 2003-11-20 | Буданов Станислав Васильевич | Spacecraft |
| WO2011100053A3 (en) * | 2010-02-11 | 2011-11-10 | Chin Howard M | Rocket launch system and supporting apparatus |
-
2018
- 2018-11-02 RU RU2018138820A patent/RU2730300C9/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3369771A (en) * | 1964-06-18 | 1968-02-20 | British Aircraft Corp Ltd | Space vehicles |
| SU580696A1 (en) * | 1975-08-08 | 1992-06-23 | Aksenov Yu V | Reusable aircraft system |
| SU811679A1 (en) * | 1978-05-26 | 1992-06-23 | Aksenov Yu V | Reusable aircraft system |
| SU1663894A1 (en) * | 1989-08-29 | 1995-09-27 | Московский авиационный технологический институт им.К.Э.Циолковского | Recoverable two-module spaceship |
| RU2216488C1 (en) * | 2002-06-27 | 2003-11-20 | Буданов Станислав Васильевич | Spacecraft |
| WO2011100053A3 (en) * | 2010-02-11 | 2011-11-10 | Chin Howard M | Rocket launch system and supporting apparatus |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2018138820A (en) | 2020-05-12 |
| RU2730300C2 (en) | 2020-08-21 |
| RU2018138820A3 (en) | 2020-05-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5508017B2 (en) | Aerodynamic and space flight airplanes and related maneuvering methods | |
| US3702688A (en) | Space shuttle vehicle and system | |
| US6119985A (en) | Reusable rocket-propelled high altitude airplane and method and apparatus for mid-air oxidizer transfer to said airplane | |
| US8528853B2 (en) | In-line staged horizontal takeoff and landing space plane | |
| AU693968B2 (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
| US7234667B1 (en) | Modular aerospace plane | |
| US8403254B2 (en) | Aero-assisted pre-stage for ballistic rockets and aero-assisted flight vehicles | |
| US9944410B1 (en) | System and method for air launch from a towed aircraft | |
| EP2834152B1 (en) | An aerospace plane system | |
| KR20170104901A (en) | The drone assembly which can control payload by the number of sub drone module and the master control unit or method for sub drone module | |
| CN111959824B (en) | Heavy reusable aerospace vehicle system with space-based emission | |
| WO2007133182A2 (en) | Modular aerospace plane | |
| US3232560A (en) | Recoverable space vehicle | |
| RU2730300C9 (en) | Device for mass delivery of tourists to stratosphere and subsequent return to ground | |
| RU2730700C1 (en) | Device for delivery of tourists from near-moon orbit to surface of moon and subsequent return to ground | |
| CN202439843U (en) | Flying disk aircraft | |
| RU2717406C1 (en) | Reusable space system and method for control thereof | |
| RU2731518C1 (en) | Device for accelerated delivery of passengers to intercontinental distances | |
| EP0631931B1 (en) | Spacecraft with an escape system for the crew | |
| Sarigul-Klijn et al. | Selection of a carrier aircraft and a launch method for air launching space vehicles | |
| RU2736657C1 (en) | Reusable space transportation system for mass delivery from near-earth orbit to circumlunar orbit of tourists or payloads and subsequent return to earth | |
| Gregory et al. | Airbreathing launch vehicle for earth orbit shuttle-performance and operation | |
| Nebylov et al. | Advanced concept of HTHL marine space system | |
| Budd | System and Method for Air Launch from a Towed Aircraft | |
| RU2355602C2 (en) | Aerospace rocket complex |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| TH4A | Reissue of patent specification | ||
| TH4A | Reissue of patent specification |