SU580696A1 - Многоразова воздушно-космическа система - Google Patents

Abstract

МНОГПРАЗОПАЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА, содержаща  первую и вторую ступени и транспортный космический корабль, снабженные основными и вспомогательными двигательными установками, системами управлени , аэродинамическими поверхност ми и воздушными рул ми дл  стабилизации и управлени  в атмосфере, кабинами дл  экипажа, шасси и закрылками, о т л и - чающа с  тем, что, с целью улучшени  аэродинамических, летно-так- тических и эксплуатационных характе-рйстик, ступени многоразовой возлуш- но'-космической системы и транспортно- космический аппарат выполнены в форме полудисков и диска соответетвенно, при этом верхн   плоска  поверхность корпуса-крыла первой ступени состыкована с нижней плоской поверхностью корпуса-крыла второй ступени, а тран- спортно-космический корабль установлен в цейтре корпуса-крыла второй ступени на подвешенных к нему сбрасываемых топливных баках, которые установлены на выдвижной платформе, поверхность которой идентична верхнему внешнему контуру корпуса-крыла второй ступени»2. Система по п» 1, о т л и ч а ю- 1д а   с   тем, что, в корпусах ступеней и транспортно-космического аппарата выполнены вырезы, в которых установлены основные двигатели, при этом выходные сечени  сопел основных двигателей первой и второй ступеней и вспомогательных двигателей второй ступени спрофилированы с косым срезом • по внешним поверхност м ступеней-. 'Wел00 Оо ю оИзЪбр'етение относитс  к авиационно- космической технике, в частности к воздушно-космическим системам (ВКС)^ . и предназначено дл  выведени  на опорную околоземную орбиту космических объектов (полезных грузов) различного назначени , а также возвращени  с орбиты на Землю космических объек-^- тов с помощью транспортного космичес-кого корабл  (ТКК), вход щего в состав многоразовой воздушно-космической системы (МВКС)„Известен проект Astrorocket фирмы Martin

Description

358 лотируемые). Обе ступени самолетной схемы, из них перва  ступень имеет крыло, установленное над Фюзел жем (схема по типу высокоплан), верхн   поверхность крыла и корпуса первой сту пени плоска , нижн   поверхность крыл спрофилирована, на концах крыла установлены кили с рул ми поворота (кили направлены вниз от поверхности крыла) в залней масти корпуса первой ступени (фюзел жа) расположена двигательна  установка, котора  состоит из основно го двигател  - ЖРД с осесимметричным соплом и вспомогательных двигателей ТРЛ , предназначенных дл  возвращени  ступени и посадки о ТРД расположены на пилонах по обеим сторонам фюзел жа„ Втора  ступень имеет крыло, установленное под фюзел жем (схема по типу низкоплан), нижн   поверхность крыла и корпуса второй ступени плоска , что позвол ет производить стыковку ступеней в горизонтальном положении, верхт н   поверхность крыла спрофилирована: на концах крыла установлены кили с ру л ми поворота (или направлены вверх от поверхности крыла); в задней части корпуса второй ступени расположена двигательна  установка, котора  состо ит из основного двигател  - )РД и вспомогательных двигателей - ТРД, которые расположены на стыке крыла и фю зел жа, сверху. В передней части корпуса обеих ступеней расположены кабины дл  экипажей Дл  посадки ступеней и рулени  служат шасси, убирающиес  в фюзел ж Дл  управлени  по тангажу. и крену в плотных сло х атмосферы при возвращении и посадке ступеней на обе их ступен х имеютс  элевоны о Сборка та«ой системы производитс  в горизонтальном положении, затем ее буксируют на стартовую позицию, устанавливаю вертикально, заправл ют, провер ют и. запускают с Недостатки конструктивно-компоновочной схемы такой системы: -конструктивно-компоновочна  схема первой ступени с нижним расположением корпуса и килей приведет к необходимости посадки на малых углах атаки , а следовательно, на больших скорост х , что значительно усложнит эксплуатацию , снизит веро тность безаварийной посадки; -дл  данной конструктивно-компоновочной схемы обеих ступеней шасси имеют малую базу, что приведет к рысканию ступеней на посадке, а воа- , можность увеличени  размеров шасси | или их базы ограничена как объемом I корпуса, так и малой тол11иной крыла, что также существенно усложнит эксплуатацию , снизит веро тность безаварийной посадки; - конструктивно-компоновочна  v схема с последовательной работой ступеней приведет к тому, что, во-первых, на первом этапе разгона дополнительно увеличитс  аэродинамическое сопротивление за счет донного сопротивлени  хвостовой части корпуса второй ступени , где установлен основной двигатель - ЖРД, так как этот двигатель не будет работать до момента разделени  ступеней; во-вторых, последовательна  работа ступеней и, соответственно последовательна  выработка топлива из баков ступеней снизит энергетическую отдачу; в-третьих, двухступенчата  схема ЛКС с последовательной работой ступеней, где втора  ступень  вл етс  также и орбитальной, приведет к тому, что на- орбиту будет транспортироватьс  лишний вес конструкции как балласт,что значительно снизит маневренные возможности орбитальнои ступени как в околоземном космосе, так при сходе с орбиты дл  возвращени  на Землю и при посадке; -трудность отработки дл  первой ступени основного многокамерного УРД большой т ги, сопло которого имеет центральное тело; -дл  вертикального старта такой АКС требуетс  больша  т говооруженность , что, в свою очередь, требует мощных ракетных двигателей многоразового применени , сложный и дорогосто щий стартовый комплекс Известна и друга  многоразова  транспортна  космическа  система (МКТС) проект СИЛ Space Shuttle Данна  система имеет первую ступень, включающую два ракетных (твердотопливных ) блока большой мощности, и вторую ступень, включающую бак дл  топлива и окислител  и орбитальную ступень (транспортный корабль), маршевые двигатели которой работают на этом топливе с момента старта и до вывода транспортного корабл  на орбиту; крупногабаритный топливный бак (дл  хранени  жидких водорода и кислорода) после отделени  от орбитальной ступени входит в плотные слои атмосферы и егорает . Твердотопливные блоки, закрепленные к центральному топливному бак симметрично с обеих сторон, после , окончани  работы сбрасываютс  и спус каютс  на парашютах в океан, где их подбирают и буксируют корабли. Транспортный корабль (орбитальна  ступень ) установлен на верхней поверхности кормовой части центрального бака„ Двигательна  установка транспортного корабл , кроме маршевых ЖРЯ, включает также ЖРД дл  выполнени  маневра в космосе ЖРД ориентации и стабилизации и два твердотопливных двигател  дл  аварийного спасени  экипажа при старте и на активном участке траектории выведени . Транспортный корабль имеет низкорасположенное крыло малого удлинени , дельтовидной формы в плане. Система управлени  расположена на борту транспортного корабл , управление по тан гажу, крену и рысканию fITKC на актив ном участке выведени  осуществл етс  с помощью установленного в корданово подвесе ЙРД транспортного корабл  Дл  управлени  транспортным кораблем в плотных сло х атмосферы по тангажу крену и рысканию служат элевоны и киль с рулем поворота. В передней части корпуса транспортного корабл  .расположена кабина экипажа, между ка биной экипажа и килем на верхней поверхности корпуса расположен отсек дл  полезной нагрузки о Дл  посадки транспортного корабл  имеетс  трехопорное шасси„ Данна  система  вл етс  наиболее : близкой к; предложенной по технической сущности и достигаемому результа ту. Недостатками конструктивно-компоно вочной схемы системы  вл ютс : - применение на первой ступени твердотопливных двигателей облегчает задачу спасени  отработавших блоков в океане, однако при этом снижаетс  импульс двигательной установки и энер гетическа  отдача системы; -сложность поиска и спасени  твер дотопливных блоков в океане в сложных метеруслови х (туман, снегопад, шторм и т о д.); -запуски МТКС можно производить лишь в ограниченном пиапазоне азимуто пуска; , так как центральный топливный бак в полете нагружен большими сосре5 6 доточенными силами (сила т ги мощных. ракетных твердотопливных двигателей, массово-инерционные нагрузки и др„)у то в конструктивную схему бака будут входить и довольно мощные силовые : элементы, веро тность сгорани  которых вместе с оболочкой бака при входе в плотные слои атмосферы мала и, следовательно , не исключена возможность падени  на Землю остатков несгоревшей конструкции силовых элементов, что представл ет серьезную опасность; -ввиду больших габаритов и веса конструкции твердотопливных двигателей и центрального, топливного бака затрудн етс  их транспортировка на полигон с заводов и ТоДо; -дл  вертикального старта такой МКТС требуетс  больша  т говооруженность , что требует разработки мощных ракетных двигателей и создани  сложного , громоздкого и дорогосто щего стартового комплекса, что увеличивает затраты на разработку и сроки разработки; -трудность получени  дл  прин той компоновки транспортного корабл  высокого значени  аэродинамического качества на гиперзвуковых скорост х полета (к 1,.5-1,5) приведет к тому, что транспортный корабль будет иметь ограниченный аэродинамический маневр и не сможет производить спуск с любого витка орбиты с посадкой на своей территории; -МТКС прототипа не полностью многоразова , ашишь частично, так, например , центральный крупногабаритный топливный бак одноразового применени , а твердотопливные блоки также имеют ограниченный ресурс (пип 10-15), что повышает затраты на эксплуатацию системы и усложн ет эксплуатацию; - МТКС прототипа отражает концепцию минимального технического и финансового риска на данном этапе и не обладает удовлетворительной конструктивной преемственностью с учетом перспек вь развити  авиационной и космичес кой техники„ Целью насто щего изобретени   вл тс  устранение указанных недостатков улучшение аэродинамических, летных эксплуатационных характеристик ТКС. Указанна  цель достигаетс  тем, то ступени многоразовой воздушноосмической системы и ТКК выполнены 75 в форме полудисков и диска соответственно , при этом верхн   плоска  поверхность корпуса-крыла первой ступени состыкована с нижней плоской пооерхностью корпуса-крыла второй ступени , а ТКК установлен в центре корпу са-крыла второй ступени на подвешенны к нему сбрасываемых топливных баках, которые установлены на выдвижной -плат форме,поверхность которой идентична верхнему внешнему контуру корпуса крыла второй ступени Причем в корпусах ступеней и ТКК выполнены вырезы, в которых установлены основные двигатели, а выходные сечени  сопел основных двигателей . первой и второй ступеней и вспомогательных двигателей второй ступени спрофилированы с косым срезом по внешним поверхност м ступеней. На фигс 1 схематично изображена предложенна  воздушно-космическа  система, общий вид; на фиг. 2 - то же вид сверху; на фиг, 3 - то же, вид сни5зу; на фиг. - то же, вид сбоку; на фиг. 5 - то же, вид спереди. На фиГс б приведена конструктивноЬилова  схема компоновок первой ступе ни с транспортным космическим кораблем; на фигс 7 разрез по А-Л на , фиго 6; на фиг. В - узел I на фиг, 7 на фиг. 9 - разрез по Б-Б на фиг. 6„ На фиг, 10 приведена конструктивносилова  схема компоновок второй ступе ни с транспортным космическим кораблем; на фиг. 11 - разрез по В-В на фиг. 10; на фиг„ 12 - разрез по Г-Г на фиго 11 о . Многоразова  воздушно-космическа  система (МВКС), изображенна  на фиг. 1 - 12, включает первую ступень 1, вторую ступень 2 и транспортный космический корабль (ТКК) 3, обе сту пени и ТКК многоразового использовани . Корпус (фгозел  :) и крыло ступеней и ТКК в конструктивно-компоново ном плане органически представл ют единое целое корпус-крь1ло, профиль которого представл ет собой полудиск дл  ступеней и диск дл  ТКК. Обе сту пени и ТКК в плане представл ют собо окружность (или эллипс), Перва  ступень 1 имеет плоскую верхнюю поверхность . (фиго 5), с которой стыкуетс нижн   поверхность 5 второй ступени 2; стыковка ступеней и их центриров ние производитс  с помощью унифициро ванных стыковочных узлов и центрирую щих элементов 6 (фиг. 6)„ Транспортный космический корабль 3 установлен в центре второй ступени 2 и закреплен с торовыми топливными баками, которые сами установлены на выдвижной профилированной платформе 7 второй ступени (фиго 12). В выдвинутом положении . платформа 7 образует сверху плавный внешний контур компоновки второй ступени |(|после отделени  от нее ткк) „ R центре ТКК расположен отсек 8 дл  полезной нагрузки (фиг. 1l)o На нижней поверхности первой ступени 1 установлены и разнесены симметрично относительно продольной оси два кил  9 с рул ми поворота 10; соответственно на верхней поверхности второй ступени 2 установлены и разнесены (симметрично кил м первой ступени) кили 11 с рул ми поворота 12; у ТКК кили 13 с рул ми поворота 1f также разнесены симметрично относительно продольной оси и установлены на верхней поверхности (фиг о О о Продолжением килей на первой-второй ступен х и ТКК служат аэродинамические поверхности 15,16,17 (фиг. 2), в результате чего на большей части площади корпуса-крыла (как в сборке МВКС, так и у отдельных элементов ) , ограниченной сверху кил ми с аэродинамическими поверхност ми, будет значительно снижено поперечное перетекание воздушных струй, что приведет к уменьшению лобового сопротивлени  и в особенности его составл ющей - индуктивного сопротивлени , а также приведет к увеличению числа М (сйл/ . полета о П передней части обеих ступеней и ТКК на верхней и нижней поверхност х корпуса-крыла установлены двусторонние рули высоты 18,19,20 и соответственно двусторонние элероны 21,22,23 (т.е. рули и элероны, расположенные на верхней поверхности корпуса-крыла, отклон ютс  только вверх, а расположенные на нижней поверхности - только (вниз), рули и элероны разнесены симметрично относительно продольной оси (фиг. 2,3)о Обе ступени и транслорт«ный космический корабль пилотируемые Кабина 24 экипажа первой ступени и кабина 25 экипажа ТКК расположены вдоль продольной оси и не выход т за контуры корпуса-крыла соответственно первой ступени и ТКК. Кабина 26 экипажа второй ступени дл  лучшего, обзора в полете и особенно на взлете и посадке вынесена вперед; с этой же целью кабины экипажей первой ступени и ТКК могут отклон тьс  вниз,, Кабины пер вой, второй ступеней и ТКК имеют жаростойкое остекление соответственно 27,28,29о Дл  посадки экипажей в кабины первой и второй ступеней на нйжней поверхности кабины 2 установлен люк 30, экипаж вто1эой ступени попадает в свою кабину через кабину первой ступени, верхний люк 31 (фиг. 6) кабины первой ступениИ соответствующий люк на нижней поверхности корпусакрыла второй ступени. Перва  и втора  ступени имеют соответственно основную двигательную установку 32, 33 (например, ЖРЛ) и вспомогательную дви гательную установку соответственно , 35 (например, ТРЛ) , транспортный космический корабль имеет основную (маршевую) .двигательную установку Зб (например, ЖРЛ.); при этом основные КРЛ первой и второй ступеней расположены внутри задней части соответствующего корпуса-крыла, выходные сечени  сопл 37 и 38 основных ЖРД спрофилированы по контуру соответствующей поверхности корпуса-крыла (сопла с кос.ым срезом). Основные ЖРД, первой и второй

ступени установлены в качающихс  (по тангажу) подвесах, управление по рыс- . канию может осуществл тьс  за счет .. изменени  подачи компонентов топлива . в ЖРД, разнесенные относительно про- 35 дольной оси корпуса-крыла Основные ЖРД транспортного космического корабл  установлены в кардановых подвесах, что и обеспечивает управление ТКК на маршевом режиме Вспомогательные ТРД. 40 на первой ступени расположены симметрично и разнесены относительно продольной оси, что обеспечивает как управление по рысканию в полете, так и маневр возвращени  и рулени  при по- 5 садке; при этом ТРД первой ступени установлены на пилонах и креп тс  к нижней , задней поверхности корпуса-крыла; ТРД второй ступени установлены внутри залней части корпуса-крыЛа, воздухо- 50 заборники же 39 (фиг Ю) этих ТРД выход т на верхнюю поверхность корпусакрыла , а выходные сечени  их сопл 0 спрофилированы по контуру верхней поверхности корпуса-крыла, . 55

Дл  ориентации и стабилизации второй ступени и ТКК в верхних сло х ат- . мосферы и в космосе служат ракетные 58

траектории выведени  компоненты топлива дл  основных ){РД, второй ступени, работающих с момента старта и до момента разделени  ступеней параллельно с основными ЖРД первой ступени, подаютс  из топливных баков окислител  52 и горючего 53 первой ступени (фиго 7), 5ыл 53 соединен топливными коммуникаци ми также с центральным шаровым топливным баком 5 (через заборные точки), клапаны горючего 55 и окислител  5б (фиг. 6), расположенные на верхней плоской поверхности первой ступени, и топливные коммуника ции второй ступени, в торовые баки горючего 57 и окислител  58 второй ступени.

Аналогично с целью увеличени  энергетической отдачи МВКС на заключительном этапе активного участка траектории выведе( и  компоненты топлива дл  маршевых ЖРД транспортного космического корабл , работающих с момента отделени  ТКК и до момента выведени  ТКК на опорную орбиту, подаютс  из баков 59 и 60 через заборные точки (клапаны) бака окислител  61 и бака горючего 62 (фиг„ 12), расположенные на торовых баках 59 и 60, и двигатели (сопла) малой т ги; по тaнгажу соответственно 1 и 12, по крену соответственно 3 и , по рысканию сосоответственно t5 и ii6, ЖР.П предназначены также и дл  выполнени  маневра соответственно второй ступени в верхних сло х атмосферы и ТКК в верхних сло х атмосферы и в космосе. Дл  взлета с коротким разбегом и дл  уменьшени  посадочной скорости и длины пробега на нижней поверхности корпуса-крыла (у задней кромки) первой и второй ступени установлены соответственно реактивные закрылки (7 и B, отбор газов дл  которых производитс  соответственно за турбинами ТРД по каналам JS и 50; ТКК дл  этой цели имеет механические щитки-закрылки 51 (фиг, 10). Дл  стабилизации центра т жести в полете, а также дл  удобства размещени  полезного груза, оборудовани , аппаратуры, систем и коммуникаций баки дл  компонентов топлива первой и второй ступеней и ТКК выполнены соответственно в форме тора и расположены симметрично относительно соответствующих вертикальных осей. Дл  увеличени  энергетической отдачи МВКС а перйом этапе активного участка топливные коммуникации ТКК в торовые баки горючего 63 и окислител  6 ТКК. Лл  перехода космонавтов из кабины экипажа ТКК в отсек полезной нагрузки 8 служит переходный отсек б5, в котором также расположены аппаратура, обо рудование и коммуникации о Перва  ступень имеет четырехопорjHoe шасси 66 (фиг. З),таким же шасси снабжены втора  ступень и ТКК. Дл  предотвращени  соприкосновени  задней части корпуса-крыла первой ступени при взлете и посадке с землей на ее нижней поверхности вдоль продольной оси ycTaновлен фальшкиль 67. Конструктивно-силовые схемы первой и второй ступеней и ТКК идентичны и укрупненно включают продольный и поперечный силовой набор, куда вход т соответственно (дл  первой , второй ступеней и ТКК) лучевые стрингеры 68,69,70 и поперечные силовые элементы (шпангоуты) 71,72,73 соответственно, которые состо т из полок и стенок 75 (фиг. 8)« Верхн   поверхность полок 7 приспособлена дл  соединени  со стрингерами (или лонжеронами) и с обшивкой 76« Дл  усилени  жесткости стенок пнутри стенок к обоим листам креп тс  стойки 77. С целью увеличени  жесткости конструкции и снижени  ее веса в стенках цилиндрических шпангоутов выполнены вырезы 78„ В сечени х конструкции, где действуют большие сосредоточенные силы (например, сила т ги двигательной установки или силы, действующие на элементы отсеков шасси и др), по са цилиндрических шпангоутов дополнительно подкреплены распорными элементами 79 хорошо работающими на раст жение-сжатие; они креп тс  к полкам шпангоутов с помощью накладок 80„ Дл  уборки тележек шасси в корпусе-крыле первой, второй ступеней и ТКК выполнены ниши 81,82,83 соответственноо Така  компоновка МВКС в сборе, а также компоновка ее отдельных элементов (ступеней и ТКК). обеспечивают высокие аэродинамические и летные характеристики как всей-системы при ее движении на активном участке траектории , так и ее ступеней и ТКК в широком диапазоне скоростей полета, особенно на сверхзвуковой и гиперзвуко5П 12 вой скорости. По сравнению с прототипом пре 1ложенна  конструкци  имеет р д преимуществ: во-первых, благодар  высоким несущим свойствам конструкции в сочетании с применением реактивных закрылков на большей части эАфективной площади ч корпуса-крыла значительно сокращаютс  длина разбега на взлете, посадочна  скорость и длина пробега на посадке, что позволит производить взлет по-самолетному т желым и даже сверхт желым летательным аппаратам такой системы; во-вторых, благодар  применению на обеих ступен х и ТКК в качестве основных двигателей ракетных двигателей на жидком топливе, а также использованию параллельно забора компонентов топлива двигател ми второй ступени из баков первой ступени и маршевыми двигател ми ТКК из подвесных торовых баков на заключительном этапе траектории выведени  ТКК на орбиту в сочетании с гор чим разделением ступеней и ТКК энергетическа  отдача МВКС по сравнению с прототипом по величине полезной нагрузки при одинаковом стартовом весе повышаетс  примерно на в-третьих, компоновка МВКС в целом, а также компоновка ступеней и ТКК предусматривает устойчивость и хорошую управл емость МВКС и ее элементов во всем диапазоне скорости полета в атмосфере; в-четвертых, сравнительно высокие несущие свойства конструкции (как МВКС в сборе, так и ее отдельных элеме тов , ступеней и ТКК) позвол ют вторым ступен м после окончани  их работы производить широкий маневр в атмосфере с использованием вспомогательных ТРЛ дл  возвращени  и надежной м гкой посадки на базу, откуда производилс  запуск в-п тых, ТКК, облада  высоким аэродинамическим качеством на гиперзвуковой скорости полета в верхних сло х атмосферы ,0 и большим запасом топлива на борту, способен производить широкий маневр в верхних сло х атмосферы , а также производить спуск с любого витка орбиты с надежной м гкой посадкой практически в любой точке территории страны. j7 J7 М

12

10

I5

-UU

755-t 7n

56

Г г / /27 иг.6

T liv

77 Pue-8

g-G

68 /

Г1

m

liL

imm

uJ

Ы

77

7в .S

25 S5 8

Фие.11

7

Claims (1)

1. МНОГОРАЗОВАЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА, содержащая первую и вторую ступени и транспортный космический корабль, снабженные основными й вспомогательными двигательными установками, системами управления, аэродинамическими поверхностями и воздушными рулями для стабилизации и управления в атмосфере, кабинами для экипажа, шасси и закрылками, о т л и чающаяся тем, что, с целью улучшения аэродинамических, летно-тактических и эксплуатационных характе-