Летательный аппарат для межконтинентальных полетов в стратосфере

Предлагаемое устройство относится к космическим транспортным кораблям многократного применения и может быть использовано в области авиации для межконтинентальных перелетов с экономией времени. Предложен летательный аппарат для межконтинентальных полетов в стратосфере, состоящий из фюзеляжа с крыльями, полезной нагрузкой, вертикальными стабилизаторами, стойками шасси, управляющими горизонтальными плоскостями впереди и сзади, ракетными или воздушно–ракетными двигателями на воздухе и кислороде, отличающийся тем, что содержит возвращаемый на место старта разгонный блок в виде опоясывающего фюзеляж овального крыла с закрепленными на нем газотурбинными двигателями с возможностью разгона летательного аппарата до скоростей полета Мп = 1-2 (где Мп = Vп/a, Vп – скорость полета и a – скорость звука), с установленными обтекателями двигателей фюзеляжа, при этом на концах овального крыла закреплены два топливных бака, причём каждый с двумя стойками шасси, вертикальным стабилизатором и управляющей горизонтальной поверхностью, направленной во внешнюю сторону. Техническим результатом является увеличение коэффициента полезной нагрузки летательного аппарата для межконтинентальных полетов в стратосфере, сокращение времени взлета летательного аппарата, а также расширение ассортимента технических средств для осуществления полетов на длительные расстояния. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Предлагаемое устройство относится к космическим транспортным кораблям многократного применения и может быть использовано в области авиации для межконтинентальных перелетов с экономией времени.

Известно техническое решение SpaceX starship, описанное в статье https://ru.wikipedia.org/wiki/SpaceX_Starship (Википедия), которое состоит из двух возвращаемых на землю ступеней с размещением полезной нагрузки в последней ступени. Преимуществом данного устройства является относительная простота двигателей и возможность многократного повторного использования конструкции многоступенчатой ракеты. Недостатком является то, что взлетная масса получается большой, так как увеличен бак окислителя из-за того, что последний не использует в качестве окислителя атмосферный воздух. Неудобен как вертикальный старт для использования последней ступени в качестве пассажирского салона, так и доставка на место старта первой ступени.

Известно техническое решение, описанное в патенте US 6446905 «Система многоразовый космический корабль», состоящее из двух одинаковых многоразовых возвращаемых аппаратов, один из которых ракета носитель, а другой – орбитальный аппарат с ракетными двигателями и системами управления. Каждый многоразовый возвращаемый аппарат снабжен крыльями с установленными на них элементами обеспечения положения данного устройства в пространстве. Преимуществом данного устройства является сокращение затрат на его проектирование и изготовление. Однако данный фактор становится незначительным при эксплуатации нескольких орбитальных аппаратов с одним разгонным блоком. Недостатком технического решения является то, что посадка крылатого аппарата требует дополнительного топлива, фаза приземления происходит на удлиненной посадочной полосе либо промежуточном аэродроме, что приводит появлению дополнительных расходов на строительство и содержание данных объектов. Другим недостатком является неоптимальное соотношение масс двух ступеней устройства, что приводит снижению коэффициента полезной нагрузки летательного аппарата при выполнении полета.

Известно техническое решение, описанное в патенте US 4471926, «Транспортное средство, используемое вместе с многоразовым космическим кораблем», состоящее из рельсовой трассы, разгонной тележки с закрепленными на ней ракетными двигателями и одноступенчатой космической ракетой. Особенностями данного устройства является возможность достижения высоких скоростей отделения космической ракеты на уровне земли, что обеспечивает минимальную площадь крыльев и возвращает разгонную тележку на позицию старта. Недостатком технического решения является наличие топливных и кислородных баков, необходимых для полета многоразового космического корабля, включая полет в атмосфере, что снижает коэффициент полезной нагрузки летательного аппарата. Другим недостатком технического решения является длительная фаза разгона и длительная фаза торможения тележки после отделения летательного аппарата, что приводит к существенной продолжительности участков разгона и торможения разгонной тележки, с учетом обеспечения требуемого перепада высот и необходимости доставки составляющих запуска на место старта.

Наиболее близким по технической сущности является устройство Skylon, https://ru.wikipedia.org/wiki/Skylon, принятое за прототип. Многоразовый космический аппарат содержит фюзеляж с крыльями и горизонтальными управляющими поверхностями впереди и сзади фюзеляжа и хвостовым стабилизатором, стойками шасси и комбинированным двигателем, работающим на одних и тех же компонентах как в реактивном, так и в ракетном режимах. Особенностью прототипа является комбинированный двигатель, в котором при взлете в качестве топлива используется атмосферный воздух, что позволяет экономить заправочную массу топлива, также объединить все элементы устройства в однокорпусный космический аппарат с крыльями как для взлета, так и для посадки. Достигнув гиперзвуковой скорости в 5,5 М и высоты в 26 километров, двигатель переходит на питание кислородом из собственных баков, чтобы выйти на орбиту. Недостатком данного устройства является нарушение принципа многоступенчатости устройства при выводе его на орбитальные характеристики полета, низкая экономичность комбинированного двигателя при дозвуковых скоростях и малых сверхзвуковых полета. Увеличенные площади крыльев самолета, стартующего с горизонтального разбега на земле приводят к избыточной массе летательного аппарата, что снижает эффективность полетов. Дополнительными недостатками также являются продолжительное время разгона летательного аппарата до отрыва от взлетно-посадочной полосы, либо необходимость использования тележек для взлета.

Технической проблемой, на решение которой направлено предлагаемое техническое решение, является создание летательного аппарата для межконтинентальных полетов в стратосфере с возвращаемым к месту старта разгонным блоком.

Техническим результатом является увеличение коэффициента полезной нагрузки летательного аппарата для межконтинентальных полетов в стратосфере, сокращение времени взлета летательного аппарата, а также расширение ассортимента технических средств для осуществления полетов на длительные расстояния.

Под коэффициентом полезной нагрузки (весовой отдачи) понимается соотношение веса полезной нагрузки к взлетному весу летательного аппарата.

Технический результат достигается тем, что применяется двухступенчатый принцип полета, за счет чего уменьшается заправочная масса топлива последней ступени летательного аппарата, как следствие увеличивается вес полезной нагрузки, а соответственно увеличивается коэффициентом полезной нагрузки. Разделение ступеней в диапазоне М_п = 1-2 (где число М _п= V_п/a, V_п –скорость полета и a – скорость звука) приводит к уменьшению площади крыла, за счет чего вес полезной нагрузки летательного аппарата увеличивается. Сокращение времени взлета летательного аппарата достигается тем, что эффективно работают крылья и оперенье, в виде вертикальных стабилизаторов и управляющих горизонтальных плоскостей впереди и сзади летательного аппарата, кроме того за счет овальной формы крыла разгонного блока достигается больший угол атаки и соответственно, дополнительная подъемная сила. При этом применение двухступенчатого принципа полета позволяет применить в режиме взлета мощные двигатели, установленные на возвращаемом разгонном блоке.

Предлагаемое устройство представлено на фиг. 1, 2, 3. На фиг.1 представлен вид сбоку летательного аппарата для межконтинентальных полетов в стратосфере. На фиг.2 представлен вид сверху летательного аппарата для межконтинентальных полетов в стратосфере. На фиг.3 представлен вид сзади летательного аппарата для межконтинентальных полетов в стратосфере.

Летательный аппарат для межконтинентальных полетов в стратосфере содержит фюзеляж 1 с крыльями 2, горизонтальными управляющими поверхностями спереди 3 и сзади 4, включая вертикальный стабилизатор 5, комбинированный ракетный или воздушно-ракетный двигатель на воздухе (кислороде) 6, закрепленный при помощи пилона сверху фюзеляжа 1 и разгонный блок 7. К разгонному блоку 7 снизу на пилонах закреплены два газотурбинных двигателя 8 и обтекатель двигателя фюзеляжа 9. Разгонный блок включает в себя овальное крыло 10 , прикрепленное через два топливных бака разгонного блока 11, к концам крыльев 2. На концах топливных баков разгонного блока 11 установлены вертикальные стабилизаторы 13 и горизонтальные управляющие поверхности 12. Шасси фюзеляжа 14 и шасси разгонного блока 15.

Предлагаемое устройство работает следующим образом. Запускаются газотурбинные двигатели 8 разгонного блока 7 и летательный аппарат для межконтинентальных полетов в стратосфере разгоняется на взлетной полосе обычного аэродрома. До скорости полета М_п = 1-2 (где Мп = Vп/a, Vп – скорость полета и a – скорость звука) и высоты отделения фюзеляжа от разгонного блока 7 работает система крыльев фюзеляжа 1 и разгонного блока 7 и их управляющих плоскостей 3, 4, 12. При разделении фюзеляж 1 продолжает двигаться по инерции и вниз, а разгонный блок 7 с работающими газотурбинными двигателями 8 уходит вверх и в сторону. Далее движение фюзеляжа происходит при помощи комбинированного двигателя 6, у которого оба контура – турбореактивный и прямоточный, до высоты не более 30 км, работают в на атмосферном воздухе. Далее комбинированный двигатель 6 переходит на работу в ракетном режиме с получением заданной высоты и скорости полета. Посадка сильно облегченного аппарата с выработанным топливом осуществляется с помощью ракетного режима комбинированного двигателя 6 и управляющими воздушными поверхностями фюзеляжа 3, 4. Число М_п при расцеплении с разгонным устройством может выбираться больше значения данного параметра прототипа на выбранной высоте полета, что ведет к уменьшению площади крыльев 2 фюзеляжа 1, при этом величина последней всегда обеспечивает посадку на обычном аэродроме. По сравнению с прототипом дополнительное увеличение массы полезной нагрузки за счет уменьшения требуемой площади крыльев 2 фюзеляжа 1 следует из-за отделения массы разгонного блока, а также экономии топлива из-за отсутствия неэффективного участка работы прямоточного контура комбинированного двигателя прототипа на скоростях полета от нуля до околозвуковых скоростей полета.

По п.2 формулы изобретения летательный аппарат для межконтинентальных полетов в стратосфере для увеличения прочности крыльев стартует с не дозаправленными баками жидких топливных компонентов для уменьшения массы фюзеляжа 1 и облегчения работы его крыльев 2, а в продолжении работы разгонного блока перекачает с двух сторон необходимые части топливных компонентов.

Таким образом, предлагаемый летательный аппарат для межконтинентальных полетов в стратосфере аппарат с комбинированном двигателе одной мощности с прототипом позволит нести большую полезную нагрузку (увеличенный коэффициент полезной нагрузка), снизит время взлета, что позволит обеспечить его эксплуатацию на обычных аэродромах с использованием одного разгонного блока последовательного запуска нескольких фюзеляжей с полезной нагрузкой.

1. Летательный аппарат для межконтинентальных полетов в стратосфере, состоящий из фюзеляжа с крыльями, полезной нагрузкой, вертикальными стабилизаторами, стойками шасси, управляющими горизонтальными плоскостями впереди и сзади, ракетными или воздушно–ракетными двигателями на воздухе и кислороде, отличающийся тем, что содержит возвращаемый на место старта разгонный блок в виде опоясывающего фюзеляж овального крыла с закрепленными на нем газотурбинными двигателями с возможностью разгона летательного аппарата до скоростей полета Мп = 1-2 (где Мп = Vп/a, Vп – скорость полета и a – скорость звука), с установленными обтекателями двигателей фюзеляжа, при этом на концах овального крыла закреплены два топливных бака, причём каждый с двумя стойками шасси, вертикальным стабилизатором и управляющей горизонтальной поверхностью, направленной во внешнюю сторону.

2. Летательный аппарат для межконтинентальных полетов в стратосфере по п. 1, отличающийся тем, что баки компонентов топлива снабжены насосами для перекачки содержащихся в них компонентов топлива в фюзеляж и обратно.