Многоступенчатая транспортная система с горизонтальным стартом для космического полета и способ ее запуска - RU2120398C1

Чертежи

Описание

Изобретение относится к многоступенчатой транспортной системе с горизонтальным стартом для космического полета, состоящей из несущего корпуса, многократно используемого в качестве пусковой установки, с аэродинамическими средствами создания подъемной силы и с отделяемым в местах установки соединительных элементов летательным аппаратом, с двигательной установкой, включающей тяговый привод и топливные баки, а также к способу запуска данной транспортной системы.

В системах этого рода проблема состоит в оптимальной последовательности использования тягового привода с тем, чтобы с одной стороны, увеличить относительную массу полезной нагрузки, а с другой стороны, достигнуть высокой энергоэкономии.

Из описания к заявке ФРГ N 3740645 известна система подобного рода. Ее недостаток состоит в том, что несущий корпус многократного использования. т. н. первой ступени, необходимо оснастить маршевым тяговым приводом, предусмотрев переключение на другой тяговый привод для отделяемой ступени.

Технический результат заявленной системы состоит в повышении ее эффективности при использовании тягового привода отделяемого летательного аппарата для всей системы, а также при обеспечении оптимального размещения топлива и возможности горизонтального старта.

Для достижения этого технического результата выполненный с аэродинамической компоновкой несущий корпус с посадочным шасси имеет топливные баки с отсечными клапанами в линиях питания для разъемного соединения со средствами питания тягового привода отделяемого летательного аппарата, причем тяговый привод отделяемого летательного аппарата использован в качестве привода всей системы, в целом питаемого топливом во время совместного полета несущего корпуса с отделяемым летательным аппаратом через указанные линии питания из топливных баков несущего корпуса.

Другие целесообразные частные исполнения устройства характеризуются признаками, указанными в дополнительных пп. 2-4 формулы изобретения.

Достигаемые преимущества состоят в том, что относительная масса полезной нагрузки, характерная для одноразовой ракеты, увеличивается примерно вдвое, или же одноразовую ступень многоступенчатого носителя или его ускоритель можно заменить аэродинамической пусковой установкой многократного использования.

Далее с применением данной системы предлагается способ, при котором после горизонтального старта несущий корпус с отделяемым летательным аппаратом осуществляет крутой набор высоты до скорости, соответствующей числу Маха около 2,5-5, а по достижении этой скорости происходит разделение ранее соединенных летательных аппаратов, и летательный аппарат с пусковой установкой может быть скользящим полетом возвращен на Землю.

Благодаря этому можно обойтись без обычных пусковых установок, например пускового стола или ускорительной тележки, применяемых в горизонтальных пусковых устройствах, а размеры крыльев определяются только исходя из требований обеспечения приземления. Тем самым нагрузка на крылья при увеличении крутизны траектории запуска становится меньше, поскольку в этом маневре нагружается главным образом именно аэродинамическая пусковая установка. В других случаях этот вид нагружения становится доминирующим, приводя поэтому к большим массам конструкции крыльев. Поскольку площадь крыльев несущего корпуса определяется его использованием в качестве пусковой установки, то получаются средние по величине скорости подъема. Подъем происходит с аэродинамической опорой, и ускорение может быть осуществлено с числами Маха порядка 4-5 без дополнительных средств возврата на Землю.

Примеры исполнения изобретения схематически иллюстрируются чертежами, где
на фиг. 1 - вид сбоку на несущий корпус с подвешенным внизу отделяемым летательным аппаратом с тяговым приводом; на фиг. 2 - расположение баков с показом соединения линий питания; на фиг. 3 - расположение баков в альтернативном исполнении их соединений; на фиг. 4 - вид сверху на несущий корпус; на фиг. 5 - вид спереди на несущий корпус с отделяемым летательным аппаратом; на фиг. 6 - другой вид сверху на несущий корпус с баками на крыльях и в фюзеляже; на фиг. 7 - процесс запуска и приземления в его отдельных стадиях.

В показанном устройстве к аэродинамическому несущему корпусу 1, служащему пусковой установкой, присоединен летательный аппарат 2, например ракета. Летательный аппарат 2 снабжен тяговым приводом 5, в качестве которого выступает ракетный привод, используемый для всей системы в целом, в связи с чем несущий корпус 1 не имеет собственного привода.

Летательный аппарат 2 расположен под фюзеляжем несущего корпуса 1 в районе шасси 4 и присоединен через разъемные соединительные элементы 6, которые могут быть расцеплены во время полета.

В фюзеляже несущего корпуса 1 установлены отдельные топливные баки 7, 8 для LOX (жидкий кислород) и LH2 (жидкий водород), которые соединены через линии питания 9, 10 с ракетным приводом 5 летательного аппарата 2 для снабжения топливом приводного агрегата 5 через линии 11, 12 топливных баков 13, 14 летательного аппарата 2. В линиях питания 9, 10 предусмотрены соответствующие отсечные клапаны 15, 16 для того, чтобы было возможно безопасное расцепление аппаратов. Кроме того, имеются переключательные клапаны 17, 18, которые сперва обеспечивают подачу из топливных баков 7, 8 несущего корпуса 1, а после отделения дают возможность питания привода 5 из топливных баков 13, 14 летательного аппарата 2.

В варианте размещения баков, согласно фиг. 3, изображен альтернативный принцип питания, при котором топливные баки 7 и 13, как 8 и 14, соединены прямо через соединительные линии 9, 10, снабженные промежуточными разъединительными клапанами 15, 16.

Процесс запуска осуществляется ракетным приводом 5, установленным в присоединенном летательным аппарате 2. Оба соединенные аппарата 1 и 2 стартуют горизонтально. Подъем происходит с аэродинамической опорой, а при скорости, соответствующей числу Маха порядка 2,5-5 (положение 3), начинается отделение летательного аппарата 2 от несущего корпуса 1 путем расцепления соединительных элементов 6 и срабатывания отсечных клапанов 15, 16 в линиях питания 9, 10. В результате питание тягового привода 5 летательного аппарата 2 происходит от его собственных топливных баков 13, 14. После отделения несущий корпус 1 планирующим полетом возвращается непосредственно на стартовую полосу.

Несущий корпус 1 в качестве пусковой установки может по достижении числа Маха порядка 4-5 возвратиться на стартовую полосу без дополнительных средств возврата на Землю.

Шасси 4 и крыльевая поверхность несущего корпуса 1 могут быть рассчитаны и на случай прерывания запуска, с последующим приземлением с неиспользованным остатком топлива.

Согласно фиг. 6, в случае надобности топливные баки 7, 8 в фюзеляже могут быть дополнены топливными баками 19 в крыльях, чтобы использовать имеющийся объем и достигнуть более благоприятного распределения механической нагрузки.

Реферат

Изобретение относится к многоразовым космическим транспортным системам для выведения с Земли на орбиту различных полезных грузов. Согласно изобретению, отделяемый летательный аппарат (ЛА), снабженный реактивным приводом, подвешивают к аэродинамическому несущему корпусу (планеру) многократного использования, в котором размещают дополнительные топливные баки для питания привода отделяемого ЛА. Данный привод служит общим приводом всей системы при ее старте и наборе высоты, питаемым от баков отделяемого ЛА и планера. После разделения аппаратов, по достижении скорости полета, соответствующей числам Маха 2,5-5, несущий корпус возвращается на Землю в режиме планирующего спуска. Изобретение позволяет улучшить массово-энергетические показатели системы путем снижения полетных нагрузок и массы конструкции крылатого ЛА. 2 с. и 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Формула