Многоразовая воздушно-космическая система

 

МНОГПРАЗОПАЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА, содержащая первую и вторую ступени и транспортный космический корабль, снабженные основными и 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-рйстик, ступени многоразовой возлушно'-космической системы и транспортнокосмический аппарат выполнены в форме полудисков и диска соответетвенно, при этом верхняя плоская поверхность корпуса-крыла первой ступени состыкована с нижней плоской поверхностью корпуса-крыла второй ступени, а транспортно-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 я с я тем, что, в корпусах ступеней и транспортно-космического аппарата выполнены вырезы, в которых установлены основные двигатели, при этом выходные сечения сопел основных двигателей первой и второй ступеней и вспомогательных двигателей второй ступени спрофилированы с косым срезом • по внешним поверхностям ступеней-. 'Wел00 Оо ю оИзЪбр'етение относится к авиационнокосмической технике, в частности к воздушно-космическим системам (ВКС)^ . и предназначено для выведения на опорную околоземную орбиту космических объектов (полезных грузов) различного назначения, а также возвращения с орбиты на Землю космических объек-^- тов с помощью транспортного космичес-кого корабля (ТКК), входящего в состав многоразовой воздушно-космической системы (МВКС)„Известен проект Astrorocket фирмы Martin

СОЮЗ СОВЕТСНИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСНИХ

РЕСПУБЛИН. Ж, „580696 А1 (g))g В 64 О 1/14

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ НОМИТЕТ

ПО ИЗОБРЕТЕНИЯМ И ОТНРЫТИЯМ

ПРИ ГКНТ СССР

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ/ ".. -,. ."; /

K ABTOPCHOMY CENQETBlbCTBV - - l (21) 2165609/23

1 (22) 08.08.75 (46) 23„06.92. Бюл. Г 23 (72) Р.P. Аксенов и Г.А. Синегуб (53) 629„78(088.8) (56) Состояние и перспективы по разработке многоразовых воздушно-космических систем по материалам иностранной печати за 1965-1972, ОНТИ ЦАГИ 405, 1973„

Шунеико M..N ° Крылатые космические корабли„ М., 1966„,(54)(57) МНОГОРАЗОВАЯ. ВОЗДУ1!НО-КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА, содержащая первую и вторую ступени и транспортный космический корабль, снабженные основными и 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— ч а ю щ а я с я тем, что, с целью улучшения аэродинамических, летно-тактических и эксплуатационных характеИзобретение относится к авиационнокосмической технике, в частности к воздушно-космическим системам (ВКС), и предназначено для выведения на опорную околоземную орбиту косиических объектов (полезных грузов) различного назначения, а также возвращения с орбиты на Землю космических объек"-. тов с помощью транспортного космичес2 ристик, ступени многоразовой воздушно-космической системы и транспортнокосмический аппарат выполнены в форме полудисков и диска соответственно, при этом верхняя плоская поверхность корпуса-крыла первой ступени состыкована с нижней плоской поверхностью корпуса-крыла второй ступени, а транспортно-космический корабль установлен в центре корпуса-крыла второй ступени на подвешенных к нему сбрасываемых топливных баках, которые установ" лены на выдвижной платформе, поверхность которой идентична верхнему внешнему контуру корпуса"крыла второй ступени.

2. Система по и. 1, о т л и ч а ющ а я с я тем, что, в корпусах ступе- 3 ней и транспортно-космического аппарата выполнены вырезы, в которых уста" новлены основные двигатели, при этом выходные сечения сопел основных двигателей первой и второй ступеней и вспомогательных двигателей второй ступени спрофилированы с косым срезом по внешним поверхностям ступеней. (д

1 кого корабля (TKK), входящего в состав многоразовой воздушно-космической системы (ИВКС).

Известен проект Astrorocket фирмы

Магсхп (1) .

Проект Astrorucket представляет собой двухступенчатую авиационно"космическую систему (АКС) с параллельным соединением ступеней (обе ступени пирысканию ступеней на посадке, а воз-, можность увеличения размеров шасси или их базы ограничена как объемом корпуса, так и малой толщиной крыла, что также существенно усложнит эксплуатацию, снизит вероятность безаварийной посадки; конструктивно-компоновочная схема с последовательной работой ступеней приведет к тому, что, во-первых, на первом этапе разгона дополнительно увеличится аэродинамическое сопротивление за счет донного сопротивления хвостовой части корпуса второй ступени, где установлен основной двигатель — ЯРД, так как этот двигатель не булет работать до момента разделения ступеней; во-вторых, последовательная работа ступеней и, соответственно последовательная выработка топлива из баков ступеней снизит энергетическую отдачу; в-третьих, двухступенчатая схема АКС с последовательной работой ступеней, где вторая ступень является также и орбитальной, приведет к тому, что на орбиту будет транспортироваться "лишний" вес конструкции как балласт,что значительно снизит маневренные возможности орбитальной ступени как в околоземном космосе, так при сходе с орбиты для возвращения на Землю и при посадке;

- трудность отработки для первой ступени основного многокамерного 1(РД большой тяги, сопло которого имеет центральное тело; — для вертикального старта такой

ДКС требуется большая тяговооруженность, что, в свою очередь, требует мощных ракетных двигателей многоразового применения, сложный и дорогостоящий стартовый комплекс„

Известна и другая многоразовая транспортная космическая система (МКТС) проект ГГИ Space ShuttJ.e.

Ланная система имеет первую ступень, включающую два ракетных (твердотопливных) блока большой мощности, и вторую ступень, включающую бак для топлива и окислителя и орбитальную ступень (транспортный корабль), маршевые двигатели которой работают на этом топливе с момента старта и до вывода транспортного корабля на орбиту; крупногабаритный топливный бак (pëÿ хране" ния жидких водорода и кислорода) после отделения от орбитальной ступени входит в плотные слои атмосферы и сгоз 5806>6 лотируемые), Обе ступени самолетной схемы, из них первая ступень имеет крыло, установленное над Фюзеляжем (схема по типу высокоплан), верхняя поверхность крыла и корпуса первой сту-5 пени плоская, нижняя поверхность крыла спрофилирована, на концах крыла установлены кили с рулями поворота (кили направлены вниз от поверхности крыла);10 в задней части корпуса первой ступени (фюзеляжа) расположена двигательная установка, которая состоит из основного двигателя — 1(РД с осесимметричным соплом и вспомогательных двигателей

ТРП, предназначенных для возвращения ступени и посадки. ТРЦ расположены на пилонах по обеим сторонам фюзеляжа.

Вторая ступень имеет крыло, установленное под Фюзеляжем (схема по типу 20 низкоплан), нижняя поверхность крыла и корпуса второй ступени плоская, что позволяет производить стыковку ступеней в горизонтальном положении, верх= няя поверхность крыла спрофилирована: 25 на концах крыла установлены кили с рулями поворота (или направлены вверх от поверхности крыла); в задней части корпуса второй ступени расположена двигательная установка, которая состо- 30 ит из основного двигателя - 7(РД и вспомогательных двигателей - ТРЯ, которые расположены на стыке крыла и фюзеляжа, сверху. В передней части корпуса обеих ступеней расположены кабины для экипажей. Для посадки ступеней и руления служат шасси, убирающиеся в фюзеляж. Для управления по тангажу, и крену в плотных слоях атмосферы при возвращении и посадке ступеней íà обе- 40 их ступенях имеются элевоны, Сборка такой системы производится в горизонтальном положении, затем ее буксируют на стартовую позицию, устанавливают вертикально, заправляют, проверяют и. запускают.

Недостатки конструктивно-компоновочной схемы такой системы:

- конструктивно-компоновочная схема первой ступени с нижним расположением корпуса и килей приведет к необходимости посадки на малых углах атаки, а следовательно, на больших скоростях, что значительно усложнит эксплуатацию, снизит вероятность безаварийной посадки; — для данной конструктивно-компоновочной схемы обеих ступеней шасси имеют малую базу, что приведет к

g80696 доточенными силами (сила тяги мощных рает. Твердотопливные блоки, закреп- до игателей ракетных твердотопливных двигат ленные к центральному топливному баку и др.) массово-инерционные нагРУзки и Л симметрично с обеих сторон, после,. то в конструктивную схему у бака будут окончания работы сбрасываются и спусе силовые каются на парашютах в океан, где их входить д и овольно мощные си подбирают и буксируют корабли. .Ран- элементь, р т ве оятность сгорания котоспортный корабль (орбитальная стурых вмест е с оболочкой бака при входе пень) установлен на верхней поверхв плотные слои атмо, .р сфе ы мала и, слен не исключена возможность ности кормовой части центрального io дователь О1 бака„,двигательная установка тран- падения на Землю о ю остатков несгоревт к ии силовых элементов, спортного корабля, кроме маршевых шеи констру ц карп. включает также ЯРД, для выполне- что представля ет сеоьезную опасность;

9 иента ии - ввиду больших габаритов и веса ния маневра s космосе ИРЛ ориентации и стабилизации и два твердотопливных конструкции твердотоплив ливных двигатебака ля ава ийного спасения лей и центрального топливного а

4вигателя для аварийного спасения н ется их транспортировка на экипажа при старте и на активном затрудняет т ии выве ения. Тран- полигон с заводов и т.д.; участке траектории выведения. Ран- рля вертикального старта такой спорт ь" р тный ко абль имеет низкорасполоель- 20 МКТС требуется большая тяговооруженженное крыло малого удлинения, дельт еб ет азработки мощных

"> мы в плане. Система уптовидной формы в плане. и акетных двигателей и создания сложавления расположена на борту тран- ракетных д

pа н- ного, громоздкого и дорогостоящего спортного корабля, управление по тангажу, крену и рысканию МТКС на актив- стартового комплекса, что увеличивает ном участке выведения осуществ ляется 25 затраты на разработку и сроки разрас помощью установленного в кордановом ботки. б - трудность получения для принятои по весе NPЧ транспортного кора ля.

6 компоновки транспортного корабля высоЛля управления транспортным кора лем кого значения аэродинамического кав плотных слоях атмосферы по тангаиу, крену и рыска ию у н и ысканию служат элевоны и н и ыска ию у 30 чества на гиперзвуковых скоростях по" лета (К = 1,?5-1,5) приведет к тому, киль с рулем поворота. В передней части корпу à p. p с т анспо тного кора >ля

С> что транспортный корабль будет иметь эродинамический маневр ,расположена кабина экипажа, ду меж ка- ограниченныи а сп ск с лю и не сможет производить спуск с л биной экипажа и килем на верхней побого витка орбиты с посадкои на своверхности коРпуса Расположен отсек ля полезной нагрузки.,пля посадки ей территории; для полезнои нагру

- МТКС прототипа не полностью мнот анспортного корабля имеется трехР горазовая, а>лишь частично, так, нап,Оанная система является наи юлее:

Г : ример центральный крупногабаритный

У близкой к, предложеннои по те техничес- 0 топливный бак одноразового применения, ьта- а твердотопливные блоки также имеют кой сущности и ростигаемому результа- а рд („= 10-15) что ограниченный ресурс (n = 1 - 5), что ту, н труктивно-компоно-. повышает затрать н тр -. > на эксйлуатацию этой

Недостатками констр системы и усложняет эксплуатацию; вочно"

НоМ схемы системы являются:

- NTKC прототипа отражает концепи именение на первой ступени

Р б ию минимального технического и йинантве отопливных двигателей облегчает ци тверд б сового риска на данном этапе и не обзадачу спасения р от аботавших локов в с ет овлетворительной конструктив" не о нако при этом снижается ладает удов океане, од а и эне - ной преемственностью с учетом перспек" имп льс двигательной установки и энер" нои и у тивы развития авиационнои и космичесгетическая отдача системы; 50 ело>нность поиска и спасения твер- кой техники. о жных Целью настоящего изобретения являgî отопливных блоков в океане в сложных ется устранение указанных недостатко в метеоусл овиях (т ман снегопад, шторм е у и улучшение аэродинамических, летных тадв) у и эксплуатационных характеристик запуски МТКС можно производить у в or аниченном диапазоне азимутов МТКС. лишь в огранич

Указанная цель достигается тем, пуска; м м ступени многоразовой воздушнотак как центральный топл пливныи . что космической системы и в

ТКК ыполнены бак в полете нагружен большими сосреRA 0696 в Форме полудисков и диска соответственно, при этом верхняя плоская по.верхность корпуса-крыла первой ступени состыкована с нижней плоской поверхностью корпуса-крыла второй сту5 пени, а TKK установлен в центре корпуса-крыла второй ступени на подвешенных к нему сбрасываемых топливных баках, которые установлены на выдвижной плат-10 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 сечения сопел основных двигателей . первой и второй ступеней и вспомогательных двигателей второй ступени спрофилированы с косым срезом по внешним 20 поверхностям ступеней.

На Фиг. 1 схематично изображена предложенная воздушно-космическая система, общий вид; на Фиг. 2 - то же, вид сверху; на фиг. 3 - то же, вид сни<зу; на Фиг. 4 — то же, вид сбоку; на Фиг. 5 — то же, вид спереди.

На Фиг. 6 приведена конструитивно! силовая схема компоновок первой ступе,ни с транспортным космическим кораб- 30 ,пем; на Фиг. 7 - разрез по А-А на фиг. 6; на фиг. 0 - узел Т на Фиг. 7; на фиг. 9 " разрез по Б-Б на фиг. 6, На фиг. 10 приведена конструктивно- силовая схема компоновок второй ступе-З5 ни с транспортным космическим кораб" лем; на фиг ° 11 - разрез по В-В на фиг. 10; на фиг. 12 - разрез по Г-Г на фиг. 11.

Многоразовая воздушно-космическая gp систем- (МВКС), изображенная на фиг. 1 - 12, включает первую ступень

1, вторую ступень 2 и транспортный космический корабль (ТКК) 3, обе ступени и TKK многоразового использова" ния. Корпус (Фюзеляж) и крыло ступеней и TKK в конструктивно-компоновочном плане органически представляют единое целое корпус-крыло, профиль которого представляет собо" полудиск 50 для ступеней и диск для ТКК. Обе ступени и ТКК в плане представляют собой окружность (или эллипс). Первая ступень имеет плоскую верхнюю поверхность.4 (фиг. 5), с которой стыкуется 5 нижняя поверхность 5 второй ступени

2; стыковка ступеней и их центрирование производится с помощью унифицированных стыковочных узлов и центрирующих элементов 6 (фиг. 6). Транспортный космический корабль 3 установлен в центре второй ступени 2 и закреплен с торовыми топливными гаками, которые сами установлены на выдвижной профилированной платформе 7 второй ступени (Фиг. 12). В выдвинутом положении . платформа 7 образует сверху плавный внешний контур компоновки второй ступени (после отделения от нее тКК)„ В центре ТКК расположен отсек 8 для полезной нагрузки (Фиг, 1 1) . На нижней поверхности первой ступени 1 установлены и разнесены симметрично относительно продольной оси два. киля 9 с рулями поворота 10; соответственно на верхней поверхности второй ступени 2 установлены и разнесены (симметрично килям первой ступени) кили 11 с рулями поворота 12; у TKK кили 13 с рулями поворота 14 также разнесены симметрично относительно продольной оси и установлены на верхней поверхности (фиг. 4)„ Продолжением килей на пер- вой-второй ступенях и ТКК служат аэ" родинамические 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 килями с аэродинамическими поверхностями, будет значительно снижено поперечное перетекание воздушных струй, что приведет к уменьшению лобового солротивления и в особенности его составляющей — индуктивного сопротивления, а также приведет к увеличению числа

М q полета.

Р передней части обеих ступеней и

ТКК на верхней и нижней поверхностях корпуса-крыла установлены двусторонние рули высоты 18,19,20 и соответственно двусторонние элероны 21,?2,23 (т.е. рули и элероны, расположенные на верхней поверхности корпуса-крыла, отклоняются только вверх, а расположенные на нижней поверхности - только (вниз), рули и элероны разнесены симметрично относительно продольной оси (Фиг. 2,3). Обе ступени и транспорт ный космический корабль пилотируемые.

Кабина 24 экипажа первой ступени и кабина 25 экипажа ТКК расположены вдоль продольной оси и не выходят за контуры корпуса-крыла соответственно первой ступени и TKK. Кабина 26 экипажа второй ступени для лучшего. обзора в полете и особенно на взлете и посад580696 вигатели (сопла) малой тяги; по тан-. ажу соответственно 41 и 42, по крену оответственно 43 и 44, по рысканию со. оответственно 45 и 46. ЖР,0 45 и :46 редназначены также и для выполнения аневра соответственно второй ступени в верхних слоях атмооферы и ТКК вверхних слоях атмосферы и в космосе.

Для взлета с коротким разбегом и ля уменьшения посадочной скорости и длины пробега на нижней поверхности корпуса-крыла (у задней кромки) первой и второй ступени установлены соответственно реактивные закрылки 7 и 48, l отбор газов для которь1х производится соответственно за турбинами TPfl по каналам 49 и 50; TKK для этой цели имеет механические щитки-закрылки 51 (Фиг. 10).,Чля стабилизации центра тяжести в полете, а также для удобства размещения полезного груза, оборудования, аппаратуры, систем и коммуникаций баки для компонентов топлива первой и второй ступеней и ТКК выполнены соответственно в форме тора и распо" ложены симметрично относительно соот" ветствующих вертикальных осей.,для увеличения энергетической отдачи МВКС на первом этапе активного участка траектории выведения компоненты топлива для основных ЖРп, второй ступени, работающих с момента старта и до момента разделения ступеней параллельно с основными ЖРД первой ступени, пода" ются из топливных баков окислителя

52 и горючего 53 первой ступени (Фиг. 7),. был 53 соединен топливными коммуникациями также с.центральным шаровым топливным баком 54 (через заборные точки), клаганы горючего 55 и окислителя 56 (фиг. 6), расположенные на верхней плоской поверхности первой ступени, и топливные. коммуника" ции второй ступени, в торовые баки горючего 57 и окислителя 58 второй ступени.

Рналогично с целью увеличения энергетической отдачи MBVC на заклю" чительном этапе активного участка траектории выведе ия .<омпоненты. топлива для маршевых ЖРЛ транспортного космического корабля, работающих с момента отделения TKV и до момента вы" ведения TKK на опорную орбиту, подаются из баков 59 и 60 через заборные точки (клапаны) бака окислителя 61 и . бака горючего 62 (фиг. !2), располо" женные на торовых баках 59 и 60, и ке вынесена вперед; с этой же целью Р кабины экипажей первой ступени и TKK могут отклоняться вниз„Кабины пер" с вой, второй ступеней и TKK имеют жаростойкое остекление соответственно и

27,28 29. для посадки экипажей в кабины первой и второй ступеней на ниж ней поверхности кабины 24 установлен люк 30, экипаж второй ступени попада- 10 ет в свою кабину через кабину первой д ступени, верхний люк 31 (фиг. 6) ка" бины первой ступени и соответствующий люк на нижней поверхности корпуса" крыла второй ступени. Первая и вторая 15 ступени имеют соответственно основную двигательную установку 32, 33 (например, NP,") и вспомогательную двигательную установку соответственно

34, 35 (например, TPp), транспортный космический корабль имеет основную (маршевую) двигательную установку 36 (например, ЖРЛ); при этом основные

NPP первой и второй ступеней расположены внутри задней части соответству" 25 ющего корпуса-крыла, выходные сечения сопл 37 и 30 основных ЖРп спрофилированы по контуру соответствующей поверхности корпуса-крыла (сопла с косым срезом). Основные ЖР,п, первой и второй 30 ступени установлены в качающихся (по тангажу) подвесах, управление по рыс- . канию может осуществляться за счет изменения подачи компонентов топлива в МРр, разнесенные относительно про- 35 дольной оси корпуса-крыла. Основные

МРЧ транспортного космического корабля установлены в кардановых подвесах, что и обеспечивает управление ТКК на маршевом режиме. Вспомогательные ТРР 0

40 на первой ступени расположены симметрично и разнесены относительно про" дольной оси, что обеспечивает как управление по рысканию в полете, так и маневр возвращения и руления при по- 45 садке; при этом ТРР, первой ступени установлены на пилонах и крепятся к нижней задней поверхности корпуса-крыла, 1 Pf) второй ступени установлены внутри задней части корпуса-крыла, воздухо- 50 заборники же 39 (фиг„ 10) этих ТРЯ выходят на верхнюю поверхность корпусакрыла, а BblxopHblB сечения их сопл 40 спрофилированы по контуру верхней поверхности корпуса-крыла. 55

Для ориентации и стабилизации вто" рой ступени и TKK в верхних слоях ат", мосферы и в космосе служат ракетные

580696

12 топливные коммуникации TKK в торовые баки горючего 63 и окислителя 64> ТКК.

Pw перехода космонавтов из кабины экипажа TKK в отсек полезной нагрузки

8 служит переходный отсек 65, в кото5 ром также расположены аппаратура, оборудование и коммуникации.

Первая ступень имеет четырехопор ное шасси 66 (фиг. 3),таким же шасси снабжены вторая ступень и ТКК. Рля предотвращения соприкосновения задней части корпуса-крыла первой ступени при взлете и посадке с землей на ее нижней поверхности вдоль продольной оси уста-15 новлен >альшкиль 67. Конструктивно-силовые схемы первой и второй ступеней и TKV идентичны и укрупненно включают продольный и поперечный силовой набор, >куда входят соответственно (для пер- щ вой, второй ступеней и ТКК) лучевые стрингеры 68,69,70 и поперечные сила" вые элементы (шпангоуты) 71,72,73 соответственно, которые состоят из полок 74 и стенок 75 (фиг. 8). Верхняя 25 поверхность полок 7 > приспособлена для соединения со стрингерами (или лонжеронами) и с обшивкой 76. Для усиления жесткости стенок внутри стенок к обоим листам крепятся стойки 77. 30 целью увеличения жесткости конструкции и снижения ее веса в стенках ци" линдрических шпангоутов выполнены вырезы 78. В сечениях конструкции, где действуют большие сосредоточенные силы (например, сила тяги двигательной установки или силы, действующие на элементы отсеков шасси и др.), пояса цилиндрических шпангоутов дополнительно подкреплены распорными элементами 79,40 хорошо работающими на растяжение-сжатие; они крепятся к полкам шпангоутов с помощью накладок 80. Для уборки тележек шасси в корпусе-крыле первой, второй ступеней и ТКК выполнены ниши 45

81,82,83 соответственно.

Такая компоновка ИВКС в сборе, а также компоновка ее отдельных элементов (ступеней и ТКК).обеспечивают .высокие аэродинамические и летные ха- 50 рактеристики 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 гиперзвуко- 55

J вой скорости. По сравнению с прототипом прелложенная конструкция имеет ряд преимуществ: во-первых, благодаря высоким несущим свойствам конструкции в сочетании с применением реактивных закрылков на большей части эффективной площади ", корпуса-крыла значительно сокращаются длина разбега на взлете, посадочная скорость и длина пробега на посадке, что позволит производить взлет по-самолетному тяжелым и даже сверхтяжелым летательным аппаратам такой системы; во-вторых, благодаря применению на обеих ступенях и ТКК в качестве основных двигателей ракетных двигателей на жидком топливе, а также использованию параллельно забора компонентов топлива двигателями второй ступени из баков первой ступени и маршевыми двигателями ТКК из подвесных торовых баков на заключительном этапе траектории выведения ТКК на орбиту в сочетании с

"горячим" разделением ступеней и ТКК энергетическая отдача t1RKC по сравнению с прототипом по величине полезной нагрузки при одинаковом стартовом весе повышается примерно на 363; в-третьих, компоновка 1ВКС в целом, а также компоновка ступеней и ТКК предусматривает устойчивость и хорошую управляемость NRKC и ее элементов во всем диапазоне скорости полета в атмосфере;

s-четвертых, сравнительно высокие несущие свойства конструкции (как

МВКС в сборе, так и ее отдельных элементов, ступеней и ТКК) позволяют первой и вторым ступеням после окончания их работы производить широкий маневр в атмосфере с использованием вспомогательных TPj! для возвращения и надежной мягкой посадки на базу, откуда производился запуск. в-пятых, ТКК, обладая высоким аэродинамическим качеством на гиперзвуковой скорости полета в верхних слоях атмосферы К=3,0 и большим запасом топлива на борту, способен производить ши. рокий маневр в верхних слоях атмосферы, а также производить спуск с любого витка орбиты с надежной мягкой посадкой практически в любой точке территории страны.

580696

62

Фиг!2

Корректор И.Сливка

Редактор E. Гиринская

Техрер, И.Иоргентал.

Заказ 2812 Тираж Поднисное

И1ИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Иосква, Ж-35, Раушская наб., д. 4/5

Производственно-издательский комбинат "Патент". r.Óêãîðîä, ул. Гагарина,101