Способ выведения воздушно-космического самолета на орбиту
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
К ПАТЕНТУ
Ьэ
CO
4И
Комитет Российской Федерации по патентам и товарным знакам (21) 5002797/23 (22) 10 09.91 (46) 15.10.93 Бюл Мя 37-38 (76) Абросимов Николай Васильевич; Гора
Александр Анатольевич, Ковалевский Михаил
Маркович; Макаров Валентин Алексеевич (54) СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОГО САМОЛЕТА НА ОРБИТУ (57) Использование выведение воздушно-космического самолета на орбиту. Сущность изобрете— ния: воздушно-космический самолет 1 разгоняют горизонтально с использованием стартовой тележки до скорости, соответствующей числу М = 0,9—
1,5, после чего осуществляют взлет и дальнейший разгон по траектории выведенил на орбиту с использованием собственной двигательной установк включающей в свой состав жидкостный ракетный двигатель 4 и прямоточный воздушно-реактивный (в) ЩЯ (и) 2001003,С1 (5Ц 1 двигатель 5, работающие на двух видах горючего, причем разгон по траектории выведения с использованием жидкостного ракетного двигателя 4 до скорости, соответствующей числу М = 2,0 — 6,0, осуществляют с использованием углеводородного горючего, после чего жидкостный ракетный двигатель 4 отключают, а дальнейший разгон осуществляют с использованием прямоточного воздушнореактивного двигателя 5, который до скорости, соответствующей числу М = 5,0 — 70, работает на углеводородном горючем, после чего его переключают на питание жидким водородом и ра к 0HRIQT воздушно-космический самолет 1 до скорости, соответствуощей числу М = 13 — 16, при достижении которой прлмоточный воздушно-реактивный двигатель 5 отключают и повторно включэю1 кидкостный ракетный двигатель 4, причем в KB к r âå горю его для него используют жидкий водород 6 ил.
2001003 ч
Изобретение относится к космической технике, в частности к космическим транспортным кораблям многократного применения.
Известен способ выведения воздушнокосмического самолета (ВКС) на орбиту, включающий его горизонтальный разгон с использованием стартовой тележки, взлет и дальнейший разгон по траектории выведения на орбиту с использованием собственной силовой установки, включающей в свой состав жидкостный ракетный двигатель, работающий на двух видах горючего, причем на начальном участке траектории используют углеводородное горючее, а нз конечном участке — жидкий водород.
Недостатком известного способа является высокая стоимость выведения i!3 орбиту единицы массы полезного груза за счет высокой стартовой массы ВКС, обусловленной большой потребной массой жидкого кислорода.
Ожидаемый технический результат от использования изобретения заключается в обеспечении воэможности увеличения массы выводимого на орбиту полезного груза за счет умвньшения массы заправляемага перед стартом жидкого кислорода путем использования атмосферного кислорода в процессе разгона BKC до орбитальной скорости, Указанный технический результат достигается тем, что в способе выведения воздушно-космического самолета на орбиту, включающем его горизонтальный разгон с использованием стартовой тележки. взлет и дальнейший разгон по траектории вь>ведения на орбиту с использованием собственной силовой установки, вкл>оча>ощей в свой состав жидкостный ракетный двигатель, работающий на двух видах гор>ачего, причем на начальном участке траектории используют углеводородное горючее, а на конечном участке — жидкий водород, разгон воздушно-космического самолета с испольэовани8М стартовой тележки осуществляют до скорости, соответствующей числу М = 0,8—
1,5, разгон по траектории выведения с использованием жидкостного ракетного двигателя, работающего на углеводородном горючем, осуществляю> да скорости. соответствующей числу M = 2,0-6,0, после чего жидкостный ракетный двигагель отключают, адапьнейший разгон осуществллют с использованием прямота>нота воздушно-реактивного двигателя, причем до скорости. соответствующей «исту M =
5,0-7,0, используют углеводородное горючее, после чего его переводят на питание жидким водородам и разгоняют ваэдушна30
9 полезнаи на рузки. Привод 3 стартовой разганнаи тележки 2 выналнен электромагнитного типа с использованием линейного электродвигателя, бак 8 с углеводородным горючим размещен в крыле BKC 1.
Отсек 9 полезной нагрузки размещен эа баками 6 и 7 по направлению полета, Выведение воздушна-космического самолета 1 на Орбиту осуществляется следующим образом, Воздушно-космический самолет 1 устанавлива1ат нз раэгоннук> тележку 2 и включают жидкостный ракетный двигатель 4 на режим малой тяги. составляющей 5-107; от номинальной, При этом в двигатель 4 под45
50 ают жидкий кислород из бака 7 и углеводородное горючее из бака 8.
С использованиеM стартовой тележки 2, движущейся па электромагнитной трассе 3, ВКС 1 разгоняют да скорости 1.2М
После завершения разгонного участка
8КС 1 отделяют ат раэгоннай тележки 2 и одновременна пег)евадят дни>атель 4 на номинальный рабочий режим, г>1)пд1>лж»я подавать тсг пива из баков 7 и 8
9KC > 1>эле> >>Р1 на тя Г . сабе! веннаи си павай ) cT: ll,)Вки.;> t><>ýf f: ff f ó > . >в ве. кку,2 эата >маж11взк>т 1", ". >Bi>ifff! 1я 1 н;> .1с кадную позиция)
ПО в - f>s)>e r;> Р ) 1 >» : i .;;;! c:кар)гз
С1 1 M .,, . Г!ОГ - и i i ". 1 >K i«> f;>космический самолет д-) скорости. соответствующей числу М = 13--16, при достижении которой прямоточный воздушно-реактивный двигатель отключают и повторно вкпю5 чают жидкостный ракетный двигатель, а в качестве горючего для него используют жидкий водород.
Предложенный сповоб реализовывается с использованием многоразовой транспортной космической системы.
На фиг.1а,б,в представлен общий вид многоразовой транспортной космической системы; на фиг,2-5 — схема конструктивного выполнения воздушно-космического самолета (виды сбоку:и в плане, сечения А-А и 1>-Б на 11уиг.1); на фиг.б — гра4>ики изменения скорости и высоты полета ВКС и скоростнога напора по времени полета.
Многаразавал транспортная космическая системз содержит воздушна-космический самолет 1. стартовую раэгонную тележку 2 с приводом 3.
Во".ä1>ø>fo-космический самолет 1 содержит силовую установку, включающую в свой состав жидкостный ракетный двигатель 4, г>рямоточный воздушно-реактивный двигатель 5, бак 6 с жидким водородом, бак
7 сужидким кислородом, бак 8 с углеводородным гарк>у>им, например керосином, и отсек
2001003
KlT и одноврем HHQ включают прямоточный воздушно-реактивный двигатель 5, подавая нз не о у:леводородное горючее иэ бака 8.
Г1ри достижении скорости полета М6 переводят двигатель 5 на питание жидким 5 водородом иэ бака 6 и разгоняют ВКС 1 до скорости М=14,5, после чего двигатель 5 отключают и вновь включают жидкостный ракетный двигатель 4 с питанием его жидким водородом из бака 6 и жидким кислородом 10 из бака 7. На этих двигателях 4 ВКС 1 выводится на орбиту.
15 ного двигателя при его работе нв углеводородном горючем осуществляют до скорости, соответствующей числу М - 2,06,0 ,О, после чего жидкостный ракетный двигю, гатель отключают, а дальнейший раз о г н осуществляют с использованием прямоточного воздушно-реактивного двигателя, причем до скорости, соответствующей числу М = 5,0 — 7,0, используют углеводородное горючее. после чего его переводят на
25 пит ание жидким водородом и разгоняют воздушно-космический самолет до скорости, соответствующей числу М =- 13 - 16, по достижении которой прямоточный воздуш30но-реактивный двигательотключаю1,повторно включают жидкостный ракетный двигатель, причем в качестве горючего используют жидкий водород.
35 о) Формула изобретения .СПОСОБ ВЫВЕДЕНИЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОГО CAMOnETA HA ОгБитУ, вклЮчающий ЕгО горизонтальный разгон с использованием стартовой тележки, взлет и дальнейший разгон по траектории выведения на орбиту с использованием собственной двигательной установки, включающей в свой состав жидкостный ракетный двигатель, работающий на двух видах горючего, причем на начальном участке траектории выведения на орбиту используют углеводородное горючее, а на конечном -жидкий водород, отличающийся тем, что разгон воздушно-космического самолета с использованием стартовой тележки осуществляют до скорости, соответствующей числу М
= 0,8 - 1,5, разгон по траектории выведе- ния с использованием жидкостного ракетИспользование изобре1енич позволяет снизить массу конструкции эа счет отказа от громоздкого шасси и уменьшения примерно втрое необходимой площади крыльев, массу заправляемого жидкого кислорода, что при прочих равных условиях позволяет снизить затраты на доставку на орбиту единицы массы полезного груза. (56) Техническая информация. Серия: Авиационная и ракетная техника N. 19, ЦАГИ, 1978, с.10 — 18. J ()111(!() 3
3 8
2001003
g,с
Составитель Ю. Кудакаев
Редактор Н, Федорова Техред М.Моргентал
Корректор 1À Мотыль
Тираж Подписное
НПО Поиск" Роспатента
113035, Москва, Ж 35, Раушская наб., 4/5
Заказ 3107
Произв «р; г «нп-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул.Гагарина. )01
