Космолет местона и система аварийного спасения экипажа - RU2015080C1

Чертежи

Описание

Изобретение относится к космической технике, в частности, к космическим кораблям многократного применения и может быть использовано для осуществления транспортировки полезных грузов с Земли на космические орбитальные объекты и обратно, межорбитальных перевозок и дальних космических рейсов.

Известен одноступенчатый многоразовый воздушно-космический аппарат, содержащий фюзеляж, снабженный кабиной экипажа и отсеком полезной нагрузки, шасси, крыло с множественной стреловидностью, вертикальное хвостовое оперение, силовую двигательную установку, систему орбитального маневрирования и систему аварийного спасения экипажа.

Наиболее близким к изобретению по технической сущности является одноступенчатый многоразовый воздушно-космический аппарат, содержащий фюзеляж, снабженный кабиной экипажа, отсеком полезной нагрузки и установленным в его носовой части центральным конусным телом, шасси, содержащее многоосную тележку и носовое колесо, крыло с множественной стреловидностью, силовую двигательную установку, систему орбитального маневрирования с исполнительными элементами и систему аварийного спасения экипажа с отделяемым отсеком.

Недостатками известных одноступенчатых многоразовых воздушно-космических аппаратов являются: недостаточно эффективное использование внутреннего объема фюзеляжа для размещения полезных грузов вследствие размещения в фюзеляже двигательной установки, необходимость использования для взлета и посадки аппарата взлетно-посадочной полосы (ВПП) большой длины, малая скороподъемность аппарата вследствие использования для этого только подъемной силы крыла, отсутствие возможности спасения экипажа в случае аварии при нахождении аппарата на орбите, недостаточная маневренность аппарата в орбитальном полете, ограниченные возможности аппарата при его перемещениях на летном поле аэродрома базирования.

Известна также система аварийного спасения экипажа одноступенчатого многоразового воздушно-космического аппарата, содержащая отделяемый от аппарата отсек и механизм отстрела отделяемого отсека, причем отделяемый отсек снабжен средствами для размещения экипажа, жизнеобеспечения, энергоснабжения и устройствами обеспечения посадки, включающими в свой состав аэродинамическое тормозное устройство и парашютную систему, снабженную двигателями мягкой посадки.

Недостатком известной системы аварийного спасения экипажа является то, что она может быть использована только в атмосфере на участках выведения аппарата и возвращения его на Землю.

Техническим результатом, достигаемым при использовании изобретения является повышение эффективности использования внутреннего объема фюзеляжа, уменьшение необходимой длины ВПП, повышение скороподъемности аппарата и его возможностей по выполнению орбитальных маневров, повышение маневренности аппарата при его перемещениях на летном поле аэродрома базирования, а в части системы аварийного спасения экипажа - обеспечение возможности спасения экипажа в случае аварии при нахождении аппарата на орбите.

Указанный технический результат достигается тем, что в одноступенчатом многоразовом воздушно-космическом аппарате, содержащем фюзеляж, снабженный кабиной экипажа, отсеком полезной нагрузки и установленным в его носовой части центральным конусным телом, шасси, содержащее многоосную тележку и носовое колесо, крыло с множественной стреловидностью, силовую двигательную установку, систему орбитального маневрирования с исполнительными элементами, систему аварийного спасения экипажа с отделяемым отсеком, силовая двигательная установка содержит два стартовых и два разгонных двигателя, установленных попарно на консолях крыла симметрично относительно продольной оси аппарата, два твердотопливных ракетных двигателя дополнительного ускорения и два твердотопливных двигателя экстренного торможения, размещенные попарно в одном корпусе соплами в противоположные стороны и установленные на концах консолей крыла, шесть жидкостных ракетных двигателей поперечной тяги, установленных в фюзеляже аппарата на поворотном кольце равномерно по его окружности с центром в центре масс аппарата, причем в фюзеляже аппарата в его верхней части выполнены технологические люки для установки двигателей поперечной тяги, а в его нижней части выполнено окно для выхода выхлопных газов двигателей поперечной тяги, снабженное раздвижными створками и пламеотражателями, аппарат снабжен хвостовым оперением, включающим в свой состав вертикальное оперение, выполненное в виде двух разнесенных килевых стоек, и горизонтальное оперение, выполненное в виде двух установленных параллельно стабилизаторов, верхнего и нижнего, причем нижний стабилизатор выполнен с двойной стреловидностью и закреплен на фюзеляже аппарата, а верхний смещен относительно нижнего к хвостовой части фюзеляжа и закреплен на концах килевых стоек, кабина экипажа размещена между килевыми стойками под верхним стабилизатором, исполнительные элементы системы орбитального маневрирования выполнены в виде двигателей малой тяги, установленных на концах стабилизаторов, и гиродинов, установленных в килевых стойках и на концах консолей крыла, центральное конусное тело установлено с возможностью перемещения вдоль продольной оси аппарата и снабжено приводом перемещения, а отделяемый отсек системы аварийного спасения экипажа установлен на торце хвостовой части аппарата, при этом стартовые и разгонные двигатели силовой установки аппарата выполнены в виде жидкостных ракетных двигателей, двигатели малой тяги системы орбитального маневрирования выполнены в виде твердотопливных ракетных двигателей, а шасси аппарата снабжено хвостовым поворотным колесом.

В части системы аварийного спасения экипажа ожидаемый технический результат достигается тем, что в системе аварийного спасения экипажа одноступенчатого многоразового воздушно-космического аппарата, содержащей отделяемый от аппарата отсек и механизм отстрела отделяемого отсека, причем отделяемый отсек снабжен средствами для размещения экипажа, жизнеобеспечения, энергоснабжения и устройствами обеспечения посадки, включающими в свой состав аэродинамическое тормозное устройство и парашютную систему, снабженную двигателями мягкой посадки, отделяемый отсек выполнен в виде возвращаемой баллистической капсулы, сообщенной с кабиной экипажа посредством туннеля, снабженного механизмом перемещения экипажа из кабины в капсулу, причем капсула снабжена теплозащитным покрытием, тормозной двигательной установкой и сбрасываемым обтекателем, а аэродинамическое тормозное устройство капсулы выполнено в виде шарнирно связанных с корпусом капсулы подпружиненных лепестков, прилегающих в сложенном состоянии к корпусу капсулы и удерживаемых в этом положении сбрасываемым обтекателем, причем лепестки снабжены фиксаторами раскрытого положения.

На фиг. 1 представлен космолет, общий вид (вид сбоку); на фиг. 2 - вид сверху на фиг. 1; на фиг. 3 - вид спереди на фиг. 1; на фиг. 4 - конструктивное выполнение системы аварийного спасения экипажа.

Космолет содержит фюзеляж 1, крыло 2, выполненное с множественной стреловидностью, силовую двигательную установку, включающую в свой состав два стартовых жидкостных ракетных двигателя 3, два разгонных жидкостных ракетных двигателя 4, двигатели 5 поперечной тяги, установленные в фюзеляже 1 космолета на поворотном кольце 6, твердотопливные ракетные двигатели 7 экстренного торможения, твердотопливные ракетные двигатели 8 дополнительного ускорения, отсек 9 полезной нагрузки, кабину 10 экипажа, хвостовое оперение, включающее в свой состав две вертикальные килевые стойки 11, нижний стабилизатор 12, закрепленный на фюзеляже 1, и верхний стабилизатор 13, закрепленный на концах килевых стоек 11 и смещенный относительно нижнего стабилизатора 12 к хвостовой части фюзеляжа 1.

В носовой части фюзеляжа 1 установлено центральное конусное тело 14, снабженное приводом 15 его продольного перемещения.

В верхней части фюзеляжа 1 выполнены технологические люки 16 для установки двигателей 5 поперечной тяги, а в нижней части фюзеляжа 1 выполнено окно для выхода выхлопных газов двигателей 5 поперечной тяги, снабженное раздвижными створками 17 и пламеотражателями 18.

Космолет снабжен шасси, включающим в свой состав носовое колесо 19, многоосную тележку 20 и поворотное хвостовое колесо 21.

Космолет содержит систему орбитального маневрирования с исполнительными элементами, выполненными в виде твердотопливных двигателей 22 и 23 малой тяги, установленных на концах стабилизаторов 12 и 13, гиродинов, установленных в килевых стойках 11 и на концах консолей крыла 2 ( на чертеже не показаны).

Космолет снабжен системой аварийного спасения экипажа с отделяемым отсеком 24, установленным на торце хвостовой части фюзеляжа 1.

Двигатели 3 и 4 силовой установки закреплены на консолях крыла 2 на пилонах. Двигатели 7 экстренного торможения и двигатели 8 дополнительного ускорения установлены на концах консолей крыла 2.

Кабина 10 экипажа размещена в хвостовой части фюзеляжа 1 между килевыми стойками 11 под верхним стабилизатором 13.

Система аварийного спасения экипажа содержит отделяемый отсек 24, выполненный в виде возвращаемой баллистической капсулы, закрепленной на торце хвостовой части фюзеляжа 1 космолета посредством разъемного замкового устройства (на чертеже не показано).

Внутренний объем капсулы 24 сообщен с кабиной 10 экипажа туннелем 25, в котором размещен механизм перемещения экипажа из кабины 10 в капсулу 24. Механизм перемещения экипажа из кабины 10 в капсулу 24. Механизм перемещения экипажа из кабины 10 в капсулу 24 содержит платформу 26, на которой установлены кресла 27 пилотов, выполненные с откидывающимися спинками и снабженные приводом откидывания спинок (на чертеже не показано). Платформа 26 установлена с возможностью перемещения на стойке 28, снабженной приводом 29 перемещения платформы 26. Платформа 26 связана с приводом 29 с помощью замка-толкателя 30 и снабжена катками 31. Со стороны, противоположной замку-толкателю 30, платформа 26 снабжена фиксатором 32.

Пол туннеля 25 снабжен направляющей 33 для перемещения катков 31 платформы 26.

Возвращаемая баллистическая капсула 24 снабжена люками, выполненными в ее лобовой и кормовой частях. Лобовой люк снабжен крышкой 34, а кормовой - крышкой 35. Крышка 34 лобового люка и лобовая часть капсулы 24 снабжены теплозащитным покрытием 36.

В крышке 35 кормового люка размещен контейнер 37 парашютной системы.

Капсула 24 снабжена тормозными двигателями 38, размещенными по периметру ее лобовой части.

На наружной стороне корпуса капсулы 24 установлено аэродинамическое тормозное устройство, выполненное в виде лепестков 39, шарнирно связанных с корпусом, подпружиненных относительно него и снабженных фиксаторами раскрытого положения (на чертеже не показаны).

В исходном состоянии лепестки 39 прижаты к корпусу капсулы 24 и зафиксированы обтекателем 40, охватывающим корпус капсулы 24.

Во внутреннем объеме капсулы 24 размещена аппаратура 41 системы управления, систем жизнеобеспечения и энергоснабжения.

На внутренней стенке капсулы 24 установлена направляющая 42 для катков 31 платформы 26, совмещающаяся при стыковке капсулы 24 с космолетом с направляющей 33. В конце направляющей 42 установлен приемный узел 43, включающий в свой состав замковое устройство, взаимодействующее с фиксатором 32 платформы 26, и механизм поворота платформы (на чертеже не показаны).

В хвостовой части фюзеляжа 1 космолета установлен механизм отстрела капсулы 24, содержащий кольцо 44, установленное в фюзеляже 1 космолета с возможностью перемещения вдоль его продольной оси, и три толкателя 45, взаимодействующие с кольцом 44.

Капсула 24 снабжена иллюминаторами 46, выполненными в ее кормовой части. Для повышения аэродинамической устойчивости капсулы 24 в процессе ее снижения в плотных слоях атмосферы и обеспечения ее вертикального положения при приземлении или приводнении центр масс капсулы смещен к ее лобовой части.

Космолет работает следующим образом.

Взлет космолета может быть осуществлен как с использованием взлетно-посадочной полосы аэродрома, так и без нее.

В первом случае космолет стартует и взлетает как обычный самолет с использованием стартовых ЖРД 3, осуществляет набор высоты и разгон. На высоте порядка 20 км включаются разгонные ЖРД 4 и начинается выход космолета на траекторию выведения на орбиту. Продолжается набор высоты и скорости полета космолета.

На высоте порядка 50 км включаются ЖРД 5 поперечной тяги, что обеспечивает ускоренный набор высоты и скорости полета и сокращает время вывода космолета на расчетную орбиту.

Во втором случае осуществляется вертикальный старт космолета с использованием ЖРД 5 поперечной тяги. После набора безопасной высоты включаются стартовые ЖРД 3 и осуществляется горизонтальный разгон космолета до скорости, на которой начинает работать подъемная сила крыла, после чего ЖРД 5 поперечной тяги выключаются. Кроме того, ЖРД 5 поперечной тяги могут быть использованы в этом случае в качестве дополнительных двигателей, для чего ось ЖРД 5 отклоняется от вертикали назад с использованием поворотного кольца 6, в результате чего создается продольная составляющая тяги. Дальнейший полет космолета происходит так же, как и в первом случае.

При необходимости на любом из этапов выведения космолета на орбиту могут быть включены твердотопливные ракетные двигатели 8 дополнительного ускорения.

В случае возникновения аварийной ситуации во время разгона на взлетной полосе стартовые ДРД 3 выключаются и осуществляется аварийное торможение космолета путем включения твердотопливных ракетных двигателей 7 экстренного торможения.

После вывода космолета на орбиту орбитальные маневры по коррекции орбиты, маневры по сближению и причаливанию к другим космическим объектам и ориентации космолета в пространстве осуществляются путем включения тех или иных твердотопливных двигателей 22 или 23 малой тяги, а также с использованием гиродинов или ЖРД 5 поперечной тяги.

Спуск с орбиты по окончании орбитального полета осуществляется следующим образом.

На первом этапе спуска осуществляется снижение высоты перигея до высоты порядка 70 км, для чего космолету сообщается тормозной импульс путем включения на расчетное время твердотопливных ракетных двигателей 7 экстренного торможения. Орбитальная скорость космолета снижается при этом до величины порядка 25 М, после чего аппарат начинает спуск.

Относительно большая площадь крыла космолета позволяет осуществлять спуск аппарата при малых углах входа в атмосферу, что позволяет избежать значительного аэродинамического нагрева обшивки.

Этому же способствует использование центрального конусного тела 14, которое позволяет отодвинуть вперед головной скачок уплотнения, образующийся при полете на гиперзвуковых скоростях, и тем самым перенести основную тепловую нагрузку непосредственно на центральное конусное тело 14.

Тепловую разгрузку планера космолета обеспечивает также выполнение крыла 2 космолета с множественной стреловидностью.

Для сокращения интенсивности и времени воздействия тепловых нагрузок на элементы планера космолета с момента начала спуска с высоты около 70 км включаются ЖРД 5 поперечной тяги, причем вектор тяги с помощью поворотного кольца 6 отклоняется вперед по направлению спуска, чем обеспечивается быстрое гашение как путевой, так и вертикальной скорости космолета.

После снижения скорости космолета до величины порядка 5-6 М ЖРД 5 поперечной тяги выключаются, и космолет осуществляет полет к месту посадки в режиме планирования.

Космолет позволяет осуществить посадку в обычном варианте на взлетно-посадочную полосу аэродрома с последующим торможением с использованием двигателей 7 экстренного торможения и аэродинамических поверхностей крыла, а также вертикальную посадку с использованием ЖРД 5 поперечной тяги. В последнем случае перед подлетом к месту посадки включаются ЖРД 5 поперечной тяги, полностью гасится горизонтальная скорость аппарата с использованием двигателей 7 экстренного торможения и путем отклонения вектора тяги ЖРД 5 вперед по направлению полета, после чего осуществляется спуск космолета путем плавного уменьшения тяги ЖРД 5 и приземление космолета в выбранном месте.

При взлете и посадке космолета маневрирование при выводе его на взлетно-посадочную полосу и возвращении к месту стоянки на аэродроме осуществляется с использованием поворотного хвостового колеса 21.

Система аварийного спасения экипажа космолета работает следующим образом.

В процессе вывода космолета на орбиту или в орбитальном полете при выявлении аварийной ситуации по результатам автоматического контроля технического состояния систем космолета или экипажем космолета автоматически или вручную выдается команда на включение системы аварийного спасения экипажа.

По этой команде кресла 27 вместе с сидящими в них членами экипажа переводятся в горизонтальное положение по отношению к полу кабины 10.

Одновременно с этим открывается крышка 34 лобового люка капсулы 24. Включается привод 29, и платформа 26 вместе с размещенными на ней в своих креслах членами экипажа опускается на пол туннеля 25. При этом катки 31 попадают в направляющие 33.

Срабатывает замок-толкатель 30, платформа 26 освобождается и под действием усилия толкателя перемещается по направляющим 33 и 42 в капсулу 24.

Фиксатор 32 платформы 26 попадает в замковое устройство приемного узла 43 капсулы 24 и фиксируется в нем.

Крышка 34 лобового люка закрывается, после чего срабатывает замковое устройство, связывающее капсулу 24 с фюзеляжем 1 космолета, и освобождает капсулу 24.

При этом срабатывают толкатели 45 механизма отстрела капсулы 24 и, воздействуя на капсулу 24 через кольцо 44, отделяют ее от космолета.

Далее система аварийного спасения экипажа космолета работает автономно.

Система управления капсулы выдает команду на отделение обтекателя 40, после чего включаются тормозные двигатели 38, и капсуле 24 в течение расчетного времени сообщается импульс торможения, в результате чего капсула 24 сходит с орбиты и переходит на баллистическую траекторию снижения.

В момент окончания работы тормозных двигателей 38 включается механизм поворота платформы 26, и она устанавливается перпендикулярно продольной оси капсулы 24.

При отделении обтекателя 40 освобождаются лепестки 39 аэродинамического тормозного устройства и происходит его развертывание. Лепестки 39 раскрываются и фиксируются в раскрытом положении. В таком положении лобовой частью вперед капсула 24 входит в плотные слои атмосферы. Торможение капсулы 24 происходит, в основном, за счет взаимодействия с атмосферой ее лобовой части, снабженной теплозащитным покрытием 36, и за счет действия аэродинамического тормозного устройства, которое одновременно обеспечивает стабилизацию положения капсулы 24 в процессе спуска.

На высоте 8-10 км происходит отстрел крышки люка контейнера 37 парашютной системы и развертывание парашютной системы, которая обеспечивает спуск капсулы 24 и ее мягкую посадку. После посадки экипаж космолета открывает крышку 35 кормового люка капсулы 24 для выхода из капсулы. Аналогичным образом система аварийного спасения экипажа работает и при возникновении аварийной ситуации в процессе вывода космолета на орбиту.

Реферат

Использование: транспортировка полезных грузов с Земли на космические орбитальные объекты и обратно, межорбитальные перевозки. Сущность изобретения: космолет содержит фюзеляж 1, крыло 2, силовую двигательную установку, включающую в свой состав два стартовых ЖРД 3, два разгонных ЖРД 4, ЖРД 5 поперечной тяги, установленные в фюзеляже 1 на поворотном конце 6, твердотопливные ракетные двигатели 7 экстренного торможения и 8 дополнительного ускорения, отсек 9 полезной нагрузки, кабину 10 экипажа, хвостовое оперение с двумя вертикальными разнесенными килевыми стойками 11, нижний стабилизатор 12, верхний стабилизатор 13. Фюзеляж 1 снабжен подвижным носовым центральным конусным телом 14. Шасси космолета снабжено поворотным хвостовым колесом 21. Космолет снабжен системой орбитального маневрирования, исполнительные элементы которой выполнены в виде двигателей 22 и 23 малой тяги и гидродинов. Кабина 10 экипажа размещена между килевыми стойками 11 под верхним стабилизатором 13. Система аварийного спасения экипажа содержит отделяемый отсек 24, выполненный в виде возвращаемой баллистической капсулы, закрепленной на торце хвостовой части фюзеляжа 1. Капсула 24 сообщена с кабиной 10 экипажа посредством туннеля, снабженного средствами перемещения экипажа из кабины 10 в капсулу 24. Капсула 24 снабжена лобовым и кормовым люками, аэродинамическим тормозным устройством, парашютной системой. Лобовая часть капсулы 24 снабжена теплозащитным покрытием. Центр масс капсулы 24 смещен к ее лобовой части. 3 з.п. ф-лы, 2н. з.п. ф-лы, 4 ил.

Формула