Многоразовая воздушно-космическая система

 

МНОГОРАЗОВАЯ ВОЗЛУШНО-КОСМИ-' ЧЕСКАЯ СИС'^ЕМА, содержащая транспортный космический корабль с топливным баком, установленный на выдвижной платформе, и разгонный блок, включающий первую ступень, при этом первая ступень' и транспортный космический корабль снабжены основными и вспомогательными двигательными установками, средствами управления, аэродинамическими поверхностями и воздушными рулями, кабинами для экипажей и шасси, отличающаяся тем, что, с целью повышения универсальности системы, путем обеспечения выведения разгонным блоком различных по весу, конструкции и назначению транспортныхкосмических кораблей с полезной Hai— рузкой и улучшения эксплуатационных характеристик системы, в ней разгонный блок выполнен в виде одной ступени в форме диска, в центральной части которой выполнена шахта, снабженная, узлами фиксации выдвижной платформы, при этом внутренние поверхности выдвижной платформы и днища корпуса разгонной ступени соединены колы^евой гибкой герметичной стенкой, а образованная камера связана с бортовым источником сжатого газа с системой автоматического регулирования его давления и расхода о2.Многоразовая воздушно-космическая система по п. 1, о т л и ч"а ю - щ а я с я тем, что транспортный космический корабль установлен непосредственно на выдвижной платформе.3.Многоразовая воздушно-космическая система поп„1,отличающ -а я с я тем, что транспортный космический корабль выполнен в форме бака-дископлана, на наружной верхней поверхности которого, вдоль продоль- • ной оси, выполнена выемка-ниша под полезную нагрузку.слG00

СОЮЗ СОВЕТСНИХ

СОЦИАЛ ИСТИЧЕСНИХ

РЕСПУБЛИН

В 64 (; 1/14

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ

ПО ИжжРЕТЕНИЯМ И ОЧЯ ЫГИНМ

Г1РИ ГКНТ СССР

1 (21) 26 59903/"-3 (22) 26 „05 „7P> (46) 23.06,92. Бюл. Г " 23 (72) p,В. Аксенов, В„С. Ильюшин, С,В„ Петухов, И.В. Суханов и Г.А„ Синегуб (53) 629.764(08Г„,8) (56) Авторское свидетельство СССР

Р 580696, по заявке > 2165609/23, кл. В 64 г- 1/00, 1975. (54)(57) ИНОГРРАЗОВАЯ ВПЗДУПНО-КпСМИ-

ЧЕСКАЯ СИСтГ>ИА, содержащая транспортный космический корабль с топливным баком, установленный на выдвижной платформе, и разгонный блок, включающий первую ступень, при этом первая ступень и транспортный космический корабль снабжены основными и вспомогательными двигательными установками, среде твами управления, аэродинамическими поверхностями и воздушными руля" ми, кабинами для экипажей и шасси, отличающаяся тем, что, с целью повышения универсальности системы, путем обеспечения выведения разгQHHblM блоком различных по весу, KQH струкции и назначению транспортных

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно - к воздушно-космическим системам и предназначено для выведения на околоземные орбиты космических объектов {по лезных грузов) различного назначения и возвращения их с орбиты на Землю, „„SU 811679 А1

2 космических кораблей с полезной нагрузкой и улучшения эксплуатационных характеристик системы, в ней разгонный блок выполнен в виде одной ступе" ни в форме диска, в центральной части которой выполнена шахта, снабженная. узлами фиксации выдвижной платформы, при этом внутренние поверхности выдвижной платшормы и днища корпуса разгонной ступени соединены кольцевой гибкой герметичной стенкой, а образованная камера связана с бортовым источником cNRTQI газа с системой BB томатического регулирования его давления и расхода.

2. Иногоразовая воздушно-космическая система по и. 1, о т л и ч а ющ а я с я тем, что транспортный космический корабль установлен непосредственно на выдви>кной платформе.

Многоразовая воздушно-космическая система по и. 1, о т л и ч а ющ .а я с я тем, что транспортный космический корабль выполнен в форме бака-дископлана, на наружной верхней поверхности которого, вдоль продоль- . ной оси, выполнена выемка-ниша под полезную нагрузку.

Наиболее близким из известных технических решений является многоразовая воздушно-космическая система, содержащая двухступенчатый разгонный блок и транспортный космический корабль (ТКК), где корпус-крыло ступеней и транспортного космического кобольших весов и"габаритов, она выполнена в форме бака-дископлана, на наружной верхней поверхности которого, . вдоль продольной оси, выполнена выемка - ниша под полезную нагрузку.

На фиг. 1 схематично изображена многоразовая воздушно-космическая система, вид сверху; на фиг. 2 - то we, вид снизу; на фиг. 3 - то же, вид сзади; на фиг, 4 - то же, вид сбоку; на фиг. 5 - то же, вид спереди.

На фиг. 6 - приведена конструктивно-силовая схема компоновок разгонного блока (первой ступени) с транспортным космическим кораблем (второй ступенью); на фиг. 7 - разрез no A-A на фиг. 6; на фиг. 0 - -вид по стрелке В на фиг. 6; на фиг. 9 - вид по стрелке

С на фиг. 6; на фиг. 10 - разрез Но

А-А на фиг. 6 (вариант Ха - вторая . ступень включает транспортный космический корабль и подвешенный к нему сбрасываемый топливный бак) на фиг. 11 - разрез по К-Л на фиг. 6 (вариант I6 " второй ступенью является транспортный космический корабль, не" посредственно установленный на выдвижной платформе); на фиг. 12 — разрез по

A-Ь на фиг„ 6 (вариант Ic - второй ступенью является одноразовый топливный бак-дископлан с двигательной установкой); на фиг. 13 - вид по стрелке

jl на фиг. 12 (вид сверху одноразового топливого бака-дископлана. с расположенной на нем одноразовой полезной нагрузкой). На фиг. 14 " схематично изображена конструктивная схема шахты первой ступени ИВКС-У; на фиг. 15разрез по И-If на фиг. 14.

Иногоразовая воздушно-космическая система (ИВКС-У), изображенная на фиг. 1-15 включает первую унифицированную ступень 1, представляющую в . плане вид круглого диска, в центральной части которого выполнена шахта 2, внутри которой установлена выдвижная платформа 3, на которой и производится установка, центрирование и крепление различных вариантов космических объектов 4 (различных вариантов вторых ступеней с полезной нагрузкой), в качестве которых, как показано на фиг. 10-12, могут быть использованы три принципиально отличающиеся между собой конструктивно-компоновочные схемы вторых ступеней:

- вариант Ia - орбитальная ступень, транспортный космический, корабль

Р1167Ч рабля в плане выполнено в форме круга, а профиль выполнен соответственно в виде трапеций и усеченного ромба, верхняя плоская поверхность корпуса-крыла первой ступени состыкована с нижней плоской поверхностью корпуса" крыла второй ступени, а транспортный космический корабль с подвешенными к нему топливными баками установлен в центре корпуса-крыла второй ступени на выдвижной платформе, при этом пер" вая ступень и транспортный космический корабль снабжены основными и вспо" могательными двигательными установками, средствами управления, аэродинамическими поверхностями и воздушными рулями, кабинами для экипажей и шасси.

Недостатки указанной системы заключаются в том, что, во-первых, она не обеспечивает вывод разгонным блоком на околоземные орбиты различных по весу,. конструкции и назначению тран- .. спортных космических кораблей (орби-. тальных ступеней) с полезной нагрузкой различного назначения, веса и га" баритов; во-вторых, сложность эксплуатации это" системь1.

Цель предложения - повышение уни" версальности системы путем обеспече" 30 ния выведения разгонным блоком различных по весу, конструкции и назначению транспортных космических кораблей с полезной нагрузкой и улучшение . эксплуатационных характеристик систе- g5 мы.

Указанная цель достигается тем, что в многоразовой воздушно"космической транспортной системе разгонный блок выполнен в виде одной ступени в 40 форме диска, в центральной части которой выполнена шахта, снабженная узлами фиксации выдвижной платформы, при этом внутренние поверхности платформы и днища корпуса разгонной ступени соединены кольцевой гибкой герметичной стенкой, а образованная замкнутая герметичная камера связана с бортовым источником сжатого газа с системой автоматического регулирования его давле-M ния и расхода.

Кроме того, с целью повышения мобильности и оперативности выведения транспортного космического корабля на орбиту, он установлен непосредственно

;на выдвижной платформе.

Кроме того, с целью установки на второй невозвращаемой ступени полез-, ных грузов одноразового применения жат соответственно люки 26 и 27.

В корпусе-крыле первой и второй ступеней, у задней кромки, выполнены симметрично относительно продольной оси вырезы, где установлены в кардаHoBbix подвесах основные (маршевые) двигатели 28, например, 1(РД на компо" нентах "жидкий водород+жидкий кисло"

5 81167 (TKK), выполнен в форме дископлана и уста на вли ва ется на выдвижной платфор-, ме вместе с подвешенным к нему топливным баком 5; . 5 — вариант Тб " орбитальная ступень (ТКК) имеет такую же форму, что и для

1 варианта Та, но имеет на борту большие внутренние емкости (баки) для компонентов топлива и устанавливается непосредственно на выдвижной платформе; вариант Ic - вторая ступень представляет собой топливный бак-дископлан

6 большого диаметра и постоянной высоты, к обечайке которого крепится кони-15 ческий обтекатель 7„

Лля всех вариантов первая ступень является базовой, унифицированной, многоразовой ступенью и вместе с выше-20 описанными вариантами вторых ступеней представляет универсальную многоразовую воздушно-космическую систему (МВКС-У); орбитальная ступень (ТКК) в вариантах Ia и Тб также унифици- 25 рована и применяется многократно (подвесной бак 5 одноразового применения, в расчетной точке активного участка выведения он отделяется от ТКК, входит в плотные слои атмосферы и сгора- 30 ет); в варианте второй ступени Ic бак

6 также одноразового применения и пос,ле выведения на околоземную орбиту полезного груза большого веса и габари- тов, по программе входит в плотные слои атмосферы и сгорает. Как у пер) вой, так и у второй ступеней корпус и крыло в конструктивно-компоновочном плане органически представляют единое целое — корпус-крыло, который в плане представляет круг, а в сечении - усеченный ромб. lo момента разделения ступеней верхняя поверхность корпусакрыла второй ступени органически вписывается в верхний контур ИВКС-У. Пос- 4 ле отделения второй ступени от первой, платформа 3 занимает крайнее верхнее положение (единое для всех вариантов вторых ступеней), становится на замки. и образует (дополняет) верхний внешний контур первой ступени. В центре вторбй ступени, влоль ее продольной оси, расположен отсек полезной нагрузки G (для варианта Ic в топливном ба" ке 6, вдоль продольной оси, для этой цели выполнена выемка-ниша, где и устанавливается полезный груз 9), закрываемый сверху створками 10 (фиг.10-13).

На верхней поверхности первой ступени, в задней полусфере, установлены и раз,несены симметрично относительно продольной оси лва киля 11 с рулями поворота 12; у TKK (варианты второй ступени Ia и Тб) на верхней поверхности в задней полусфере, вдоль продольной оси, установлен один киль 13 с рулем поворота 14; в целях предохранения конструкции килей 11 и 13 от газовых струй основных (маршевых) двигателей. при их отклонении в кардановых подвесах, нижняя поверхность вышеуказанных килей имеет профилированные вырезы (фиг. 1-5). У задней кромки первой ступени HRKC"Ó, симметрично относительно продольной оси, установлены элевоны 15 для управления по крену и тангажу в плотных слоях атмосферы; для этой же цели íà TYK (варианты второй ступени Та и Ih) установлены элевоны 16, которые расположены аналогично (фиг. 1-2)„ Лля второй ступени одноразового применения (вариант

Ic, фиг. 12-13) вышеуказанные воздушные рули не устанавливаются. Первая ступень и тКК (варианты второй ступени Та, Тб, фиг. 10-11) пилотируемые.

В передней полусфере первой ступени, вдоль продольной оси, расположена кабина экипажа 17, которая не выходит за габариты корпуса-крыла. Аналогично расположена и кабина экипажа ТКК 18 и включает два отсека (фиг. 10-11): од" ноэтажный отсек космонавтов-пилотов

19 и двухэтажный отсек для работы космонавтов-исследователей и отдыха эки" пажа 20, который связан через переходный тоннель 21 с отсеком полезной нагрузки 8„ На верхней поверхности вторых ступеней (фиг. 10-11) между кабиной экипажа и отсеком полезной наг" рузки расположен стыковочный узел 22 (для стыковки на орбите с другими космическими объектами),,который через шлюзовую камеру 23 связан с переходным тоннелем 21. Кабины первой ступени и транспортного космического корабля имеют жаростойкое остекление соответственно 24 и 25, Для посадки экипажей в кабины первой второй ступеней слу7 811679 род", здесь же установлен блок вспо- топлива первой ступени. и орбитальнои могательных двигателей малой тяги для ступени выполнены в форме частей тора ориентации и стабилизации первой сту- и расположены симметрично относительно пени в верхних слоях атмосФеры (куда 5 вертикальной оси, топливные баки соотона заходит после разделения ступеней) ветственно 39 и 40, баки окислителя соаоответственно по тангажу - 29, соответственно 41 и 42 (фиг. "7); по рысканию - 30 (фиг. 9); в целях по- для снабжения топливом блоков двигатевышения эффективности ориентации и лей малой тяги первой и второй ступестабилизации первой и второй ступеней 10 ней служат соответственно баки 3 и

1 . по крену и уменьшению расхода топлива, и 44„ двигатели малой тяги разнесены относи- С целью увеличения энергетической тельно продольной оси к периферии кор- отдачи ИВКС-У (вариант второй ступепуса-крыла первой и второй ступеней ни Та, с подвесным баком (на активном и обозначены соответственно 31 и 32 15 участке траектории выведения, после (фиг. 1-2, Фиг. 6, фиг. 13). Вышеопи- разделения ступеней, топливо для ЯРД санные принципы размещения двигатель- второй ступени (с момента их запуска ной,установки на первой ступени,в це" и до выхода в расчетную точку траекто}пях получения максимальной эФФектив- p») поступает из подвешенного к орбиности аппарата при его эксплуатации, 20 тальной ступени (ТКК) бака 5, а по применены для вторых ступеней, где выработке из него топлива, автоматиприняты следующи о о. р няты следующие обозначения : ос- ка переключает его забор из бортовых баков 40 и 42. новные (маршевые) двигатели 33, например, NP0 на компонентах "жидкий водород + жидкий кислород, двигатели слород" двигатели 25 ПеРвая ступень имеет четырехопорное шасси 45, такое же шасси имеют для маневра TKK в космосе и в верхних

7 ф 3ч е два блока и орбитальные ступени многократного слоях атмосферы 3ч, а также два лока применения. Конструктивно-силовые схевспомогательных двигателей малой тяги н сти ТКК мы первой и орбитальных ступеней по (в целях повышения надежности

: они сдублированы и .Разнесены симметнесены симмет- 30 существу идентичны (фиг. 6-7, ьной оси) фиг. 10-"1") и укрупненно включают прорично относительно продольной оси для ориентации и стабилизации вто ых б з ции вторых дольный и поперечный силовой набор, кура входят соответственно лучевые ступеней в космосе и в верхних слоях атмосферы, установлены двигатели малой игатели м лой стрингеры 46 и 47 и поперечные силотяги соответственно по тангажу -, З5 нгажу " 35 З5 вые элементы (шпангоуты) цилиндричеспо рысканию - 36, а также верньерные верньерные кого типа соответственно 48 и 49„ Лля двигатели малой тяги 37 для корректи- Увеличения жесткости конструкции и траектории (фиг 8) снижения ее веса, в стенках цилиндрических шпангоутов выполнены вырезы.

Лля обеспечения надежного возвращения первой ступени на космодром, о н космодром отку-40 В сечениях конструкции, где действуют да производился запуск или пуск (или на другую большие сосредоточенные силы, (например, сила тяги основной двигательной запланированную базу), а также для автономной транспортировки установки, массово-инерционные силы, завода-изготовителя на космодром, пействующие на элементы отсеков шаспри пере азирова б Ровании на другой кос- 45 си и др.) пояса цилиндрических шпанмодром, а также для стра отк е ля отработки первого гоутов подкреплены распорными элеменэтапа летных испытаний ь испытаний ИВКС-У на до- тами 50, хорошо работающими на растяе и. 6 фиг 10-12 . ля звуковых скоростях, служат вспомога- же ив-сжатие (Йи.г. фиг. - ). Для тельные турбореактивные двигатели У"орки тележек шасси в корпусе-крыле (ТРЯ) 38, которые установлены под цент-50 первой ступени и орбитальных ступеней ральным днищем первой с н ем первой ступени в зад- (ТКК) выполнены соответственно ниши ней полусФере, симметрично относитель" 51 и 52 (фиг. 2, Фиг. 6). но продольнои оси (фиг. 2-5, фиг.

B варианте орбитальной ступени без

12) . подвесного бака (фиг. 6, фиг. 11) на цля стабилизации центра, тяжести в борту установлен комплект дополнитель55 полете, а также для удобства размеще- ных баков : сегментные цилиндрические ния оборудования, аппаратуры, систем баки топлива 53 и сферические баки и коммуникаций, баки для компонентов окислителя 54.

811679

Р целях качественного улучшения аэродинамических характеристик МВКС-У, значительная часть конструкции вторых ступеней закрыта в шахте, а верхняя часть этих ступеней вписывается в об- . щий контур МВКС-У, образуя плавные обводы„ Шахта 5 выполнена в центральной части первой ступени, где профиль корпуса-крыла имеет максимальную и посто-1п янную толщину; внешним диаметром шахты является силовое кольцо 55 (фиг. 14-15), которое, будучи основным силовым элементом первой ступени, включает соответственно внутреннюю силовую стенку 56 и внешнюю 57, которые соединены между собой элементами жесткости 58, например, ферменного типа. Снизу шахта закрыта герметичным днищем 59, которое крепится по контуру2п к силовому кольцу 55 „ В шахту 5 сверху заводится выдвижная платформа 3,. которая устанавливается в шахте в одно из положений (позиций}, соответствующих варианту второй ступени (фиг. 10-14)„. 25

Внутренняя поверхность выдвижной платформы 3 связана с внутренней поверхностью днища первой ступени 59 посредством гибкой герметичной кольцевой стенки 60 (например, в форме мехов Зр гармоники), которая закреплена HB обеих вышеуказанных поверхностях, нап- ример, посредством клея, в результате чего образована замкнутая цилиндрическая герметичная камера 61, куда подается сжатый воздух для перемещения платформы в заданную пози- . цию шахты. В центре днища первой ступени выполнен герметичный люк 62 с целью доступа внутрь камеры 61 при эксплуатации. Между внутренней силовой кольцевой стенкой 56, гибкой герJ метичной кольцевой стенкой 60 с однои стороны, периферийной частью внутренней поверхности днища первой ступени

59 и периферийной частью внутренней поверхности, выдвижной платформы 3 с другой стороны, образован кольцевой объем 63, где установлены топливные баки для вспомогательных турбореак-. тивных двигателей 38 первой ступени (фиг. 14),. при этом штатный комплект баков 64 обеспечивает возвращение первой ступени после разделения ступеней; дополнительные комплекты топливных баков 65 и 66 устанавливаются при автономной транспортировке ИВКС-У (или отдельно первой ступени) в зависимос" ти от дальности полета. Все баки 3a" коммутированы на штатный комплект ба» ков 64, а они через топливопроволы

67 — с перекачивающими топливными насосами 68 и магистральный топливопровод 69 - с ТРЛ 38 (йиг. 15), Пля направления движения платформы, в шахте, по ве внутреннему периметру, установлены направляющие 70 (например, две по оси х-х и две по оси z-z),.Âûäвижная платформа по внешнему диаметру (например, по осям х-х и z-z) имеет элементы механизма замков Фиксации платформы /1, а вдоль направляющих 70, внутри силового кольца 55, pJlR каждой позиции платформы, с соответствующим вариантом второй ступени, установлены замки механизма фиксации платформы 72, которые совместно с элементами 71 представляют единый механизм фиксации платформы в заданном положении.

Рля улучшения поперечно" (боковой)

:устойчивости первой ступени на дозвуко" вой скорости полета, ее концевые поверхности 73 отклоняются вниз (при заходе на посадку) „

Выбранная компоновка МВКС-У, а также компоновка ее отдельных элементов обеспечивает ей высокие аэродинамические, энергетические, летные и эксплуС атационные характеристики, что в соче" тании с рругими конструктивными решениями, применяемыми в данном предложе" нии, позволит качественно улучшить важнейшие тактико -технические характеристики:

- во-первых, благодаря освобождению поверхности корпуса-крыла первой и второй ступеней от встроенных в нее рулей глубины и элеронов двухсторон" ней схемы, турбулизирующих воздушный поток при своем отклонении на большей части эффективной поверхности корпусакрыла, замены их элевонами и размещения их у задней кромки, существенно улучшаются. аэродинамические характе и ристики (уменьшается лобовое сопротив" ление, увеличивается несущая способность корпуса-крыла и аэродинамичес" кое качество и повышается эффектив" ность рулей);

- существенно улучшаются условия входа первой ступени (после разделе" ния ступеней ) в плотные слои атмосферы с целью совершения пространственного маневра и выхода в район старто" во-посадочной базы, так как момент отделения ТКК от первой ступени здесь будет характеризоваться следующими

811679

12 параметрами: скорость разделения

V> < 1600 м/сек, высота разделения

Нр 53 км,, дальность разделения

Ьр А - 125 км- тогда как для прото 5 типа эти параметры s момент отделения

ТКК от второй ступени соответственно будут равны : 4500 м/сек, 130 км и

1000 км.; с учетом же условий входа ступеней в плотные слои атмосферы и 1ð выполнения пространственного разворота для возвращения на стартово-посадочную базу, дальность до базы соответственно составит 430 км. и

3300 км., поэтому возвращение первой ступени на стартово-посадочную базу, в отличие от,прототипа, будет качественно проще и легче как ввиду более мягких параметров разделения ступеней, так и отсутствия необходимости остав- 20 лять на борту большие запасы топлива для возвращения и посадки, которые для прототипа соизмеримы с сухим весом второй ступени;

- сравнительно небольшая скорость 25 разделения первой ступени от ТКК (в данном предложении) приводит к постановке менее жестких требований к конструкции и системам этой ступени, в отличие от второй ступени прототипа, gp и особенно по температурным режимам, . что снижает затраты на разработку предлагаемой МВКС-У по сравнению с прототипом ориентировочно на 303,так как в конструкции здесь могут быть ис З5 лользованы .широко применяемые в авиакосмической промышленности сплавы алюминия без теплозащиты, за исключением передней кромки;

" существенйо улучшаются условия ./y эксплуатации предл вследствие как уменьшения количества ступеней, так и отсутствия необходимос™ для первой ступени МВКС-У иметь по трассам запусков аэродромы или специально подготовленные посадочные площадки, пригодные по своим характеристикам и оборудованию для приема таких объектов как вторая ступень прототипа, укомплектования их соответствующими штатами специалистов и обеспечения компонентами топлива;

- в соответствии с вышеизложенным существенно сокращаются затраты на эксплуатацию предлагаемой ИВЕС-У.

Предлагаемая ИВКС-У в целом и ее элементы (ступени) выполнены в плане единых тактико-технических и производственно-технологических концепций, что позволит при разработке проекта в значительной степени унифицировать компоновочную и силовую схему конструкции, двигательные установки, аппаратуру, оборудование и коммуникации обеих ступеней, что приведет к унифи кации экспериментально-испытательной и производственно-технологической базы, а это позволит уменьшить сроки разработки и затраты на разработку

ИВКС-У..При разработке ИРКС-У можно будет использовать существующие образцы двигателей, оборудования и аппара" туры, хорошо себя зарекомендовавшие в эксплуатации, что дополнительно снизит сроки и затраты на разработку.

Предложение обладает хорошей конструктивной и технологической преемственностью с учетом перспективы развиния авиационно-космической техники, атомной и новейшей энергетики.

811679

У

О

Ж

Редактор E. Гирикская

Техред М.Моргентал. Корректор С.Юско

Заказ 2812 Тираж Подписное

ВНИИПИ Государственного комитета ио изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

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

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