Claims (8)
1. Авиационно-космический аппарат, содержащий а) фюзеляж, два крыла с несколькими поверхностями управления и хвостовое оперение с рулем, b) при этом указанный фюзеляж содержит i) коническую криволинейную форму для верхнего фюзеляжа от носового до хвостового конца, ii) коническую прямолинейную форму для нижнего фюзеляжа от носового конца до гондолы двигателя; гондолу двигателя позади нескольких впускных отверстий, имеющая постоянное полукруглое поперечное сечение до нескольких выпускных сопел двигателя; и нижний задний фюзеляж, имеющий сужающуюся вогнутую коническую форму к хвостовому концу, iii) при этом максимальный размер поперечного сечения фюзеляжа расположен у основания ведущей кромки крыла, и имеет такую величину, чтобы заключать в себе отсек для полезной нагрузки, а доступ к отсеку для полезной нагрузки образован с помощью двух створок, которые проходят от носового конца назад, образуют кожух и пандус отсека для полезной нагрузки и могут быть открыты для приема полезной нагрузки, закрыты для выполнения операций полета и открыты для удаления полезной нагрузки; c) указанные крылья содержат i) два пояса обшивки, добавленных к фюзеляжу у центральной линии для присоединения крыльев, ii) при этом ведущая кромка каждого крыла проходит назад от места соединения с поясом обшивки с образованием прямой стреловидной конфигурации, а наружная часть каждого крыла выполнена с криволинейным перегибом назад к законцовке крыла, d) указанное хвостовое оперение содержит i) хвостовое оперение укреплено немного спереди от заднего конца хвостового оперения, а ведущая кромка хвостового оперения проходит со скосом назад от основания хвостового оперения, и ii) наружная часть хвостового оперения выполнена с перегибом назад к законцовке хвостового оперения, e) систему управления пространственной ориентацией, содержащую несколько ракетных двигателей пространственной ориентации, установленных в кожухе отсека для полезной нагрузки и в законцовках крыльев и оснащенных несколькими топливными баками поддерживающей системы позиционирования, f) носовое шасси и два миделевых посадочных шасси, g) топливный бак ускорителей, встроенный в фюзеляж и расположенный в нем позади отсека для полезной нагрузки, несколько вспомогательных баков ускорителей и люлечный бак, h) оборудование для ожижения воздуха, которое получает воздух от впускных каналов системы ожижения, соединенных посредством системы трубопроводов в гондоле двигателя, и производит ожижение воздуха для хранения в нескольких баках жидкого воздуха, i) систему авиационной электроники, несколько баков с гелием и несколько основных силовых топливных установок и j) несколько эжекторных прямоточных воздушно-реактивных двигателей, которые установлены в гондоле для двигателей и принимают воздух окружающей атмосферы от воздушных впускных каналов гондолы, соединенных с впускными каналами двигателей.1. An aerospace vehicle containing a) a fuselage, two wings with several control surfaces and a tail with a rudder, b) wherein the specified fuselage contains i) a conical curved shape for the upper fuselage from the bow to the tail end, ii) a straight conical shape for the lower fuselage from the nose end to the engine nacelle; an engine nacelle behind several inlet openings having a constant semicircular cross section up to several engine exhaust nozzles; and the lower rear fuselage having a tapering concave conical shape to the tail end, iii) the maximum cross-sectional size of the fuselage is located at the base of the leading edge of the wing, and is sized to enclose a compartment for the payload, and access to the compartment for the useful the load is formed using two wings that extend from the nose end back, form a casing and a ramp for the payload compartment and can be opened to receive the payload, closed for flight operations and open for removing the payload; c) these wings contain i) two skinning belts added to the fuselage at the center line for connecting the wings, ii) while the leading edge of each wing extends backward from the junction with the skinning belt to form a direct swept configuration, and the outer part of each wing is made with with a curvilinear inflection back to the wingtip, d) the specified tail unit contains i) the tail unit is strengthened slightly in front of the rear end of the tail unit, and the leading edge of the tail unit runs backwards with a bevel from the base of the tail unit, and ii) the outer part of the tail unit is folded back to the tip of the tail unit, e) a spatial orientation control system containing several spatial orientation rocket engines installed in the casing of the payload compartment and in the wing tips and equipped with several fuel tanks of the supporting positioning system, f) the nose landing gear and two mid-landing landing gears, g) the accelerator fuel tank integrated in the fuselage and located in the m behind the payload compartment, several auxiliary accelerator tanks and a cradle, h) air liquefaction equipment that receives air from the inlet channels of the liquefaction system, connected through a piping system in the engine nacelle, and liquefies the air for storage in several liquid air tanks , i) several aeronautical electronics systems, several helium tanks and several main power fuel systems, and j) several direct-flow ejector engines that install Lena in the nacelle for engines and receive air from the atmosphere from the air inlet channels of the nacelle connected to the intake channels of the engines.
2. Авиационно-космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что а) два разгонных ракетных ускорителя установлены в кормовой части с подачей к ним топлива от разгонного бака с жидким водородом и разгонного бака с жидким кислородом, b) катапульта и два направляющих рельса для полезной нагрузки, установленные в отсеке для полезной нагрузки, с) возвращаемый космический аппарат (КА), который может быть установлен в отсеке для полезной нагрузки на направляющих рельсах и содержит i) ракетный двигатель с подсоединенными к нему баком с жидким водородом и баком с жидким кислородом и несколькими баками с гелием для создания давления ракетного топлива, ii) отсек для оборудования, основной корпус, задний отсек для оборудования, хвостовую часть КА с капотом для двигателя и поворотную носовую часть, iii) при этом указанный основной корпус на своей нижней задней поверхности снабжен обтекателем, проходящим примерно от миделевой точки основного корпуса до расположенного на хвостовом конце экрана защиты сопла двигателя при возвращении, iv) два крыла КА, прикрепленных к обтекателю с возможностью поворота и снабженных скошенным хвостовым оперением, которое прикреплено к каждому крылу, при этом каждая ведущая кромка выполнена сужающейся в месте установки элевона управления, а каждое хвостовое оперение снабжено рулем, v) носовое шасси КА, два основных шасси КА и несколько ходовых роликов, которые открываются для доступа в сложенном положении крыльев, так что ходовые ролики могут опираться на направляющие рельсы для полезной нагрузки, vi) систему управления пространственной ориентацией, содержащую несколько реактивных двигателей управления пространственной ориентацией; аппаратуру ведения, навигации и управления; и несколько силовых установок, и vii) монтажное устройство для полезной нагрузки с переходным устройством, которое присоединено к поворотной носовой части и стыковочному оборудованию на полезной нагрузке.2. The aerospace apparatus according to claim 1, characterized in that a) two booster rocket boosters are installed in the aft with the supply of fuel to them from a booster tank with liquid hydrogen and a booster tank with liquid oxygen, b) a catapult and two guide rails for payload, installed in the payload compartment, c) returnable spacecraft (SC), which can be installed in the payload compartment on the guide rails and contains i) a rocket engine with a liquid hydrogen tank connected to it and a tank with liquid oxygen and several tanks with helium to create rocket fuel pressure, ii) the equipment compartment, the main body, the rear equipment compartment, the tail of the spacecraft with the engine hood and the swiveling nose, iii) while the specified main body on its lower back surface is equipped with a fairing extending from approximately the mid-point of the main body to the nozzle of the engine nozzle at the tail end of the shield when returning; iv) two spacecraft wings attached to the fairing orot and equipped with a beveled tail unit, which is attached to each wing, with each leading edge narrowing at the installation site of the control elevon, and each tail unit equipped with a steering wheel, v) the spacecraft nose gear, two main spacecraft chassis and several running rollers that open for access in the folded position of the wings, so that the travel rollers can be supported by guide rails for payload, vi) a spatial orientation control system comprising several jet control engines spatial orientation; guidance, navigation and control equipment; and several power plants, and vii) a payload mounting device with a transition device that is connected to the payload nose and docking equipment.
3. Авиационно-космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что на возвращаемом космическом аппарате укреплен в качестве полезной нагрузки возвращаемый орбитальный транспортный аппарат (ОТА), содержащий а) орбитальный ракетный двигатель ОТА с подсоединенными к нему баком с жидким водородом и баком с жидким кислородом и несколькими баками с гелием для создания давления ракетного топлива, ii) отсек для оборудования ОТА, основной корпус ОТА, задний отсек ОТА для оборудования, хвостовую часть ОТА с обтекателем капота для двигателя, трубчатую ферму и носовой обтекатель стыковочной поверхности со створчатой носовой частью, которая может быть открыта и закрыта, iii) при этом указанный основной корпус ОТА на своей нижней задней поверхности снабжен обтекателем, проходящим примерно от миделевой точки основного корпуса ОТА до расположенного на хвостовом конце экрана защиты сопла двигателя при возвращении, iv) два крыла ОТА, прикрепленных к обтекателю с возможностью поворота и снабженных скошенным хвостовым оперением, которое прикреплено к каждому крылу ОТА, при этом каждая ведущая кромка выполнена сужающейся в месте установки элевона управления, а каждое хвостовое оперение ОТА снабжено рулем, v) носовое шасси ОТА и два основных шасси ОТА, vi) систему управления пространственной ориентацией, содержащую несколько реактивных двигателей управления пространственной ориентацией; аппаратуру ведения, навигации и управления; и несколько силовых установок ОТА, vii) стыковочное оборудование ОТА для полезной нагрузки с монтажным устройством ОТА для присоединения полезной нагрузки, расположенном в носовом стыковочном обтекателе, и створчатую носовую часть с открытыми створчатыми элементами носовой части.3. The aerospace apparatus according to claim 1, characterized in that the returned orbiting vehicle is equipped with a returnable orbital transport vehicle (OTA) as a payload, comprising a) an OTA orbital rocket engine with a liquid hydrogen tank and a tank with liquid oxygen and several tanks with helium to create rocket fuel pressure, ii) OTA equipment compartment, OTA main body, rear OTA equipment compartment, tail OTA with engine cowl fairing, tubular fairy um and nose fairing of the docking surface with a winged nose that can be opened and closed, iii) the indicated OTA main body on its lower rear surface is equipped with a fairing extending from approximately the mid-point of the OTA main body to the nozzle protection screen located on the tail end the engine upon return, iv) two OTA wings, rotatably attached to the fairing and provided with a beveled tail, which is attached to each OTA wing, with each leading wing the mark is made tapering at the installation site of the elevon control, and each tail unit of the OTA is equipped with a steering wheel, v) the nose chassis of the OTA and the two main chassis of the OTA, vi) a spatial orientation control system containing several spatial orientation jet control engines; guidance, navigation and control equipment; and several OTA power plants; vii) the OTA docking equipment for the payload with the OTA mounting device for attaching the payload located in the nose dock fairing and the sash nose with the open sash elements of the nose.
4. Авиационно-космический аппарат по п.2, отличающийся тем, что элемент третьей ступени является ступенью для запуска связанной с человеком полезной нагрузки.4. The aerospace apparatus according to claim 2, characterized in that the third-stage element is a stage for launching a payload associated with a person.
5. Авиационно-космический аппарат по п.3, отличающийся тем, что в нем предусмотрена четвертая невозвращаемая ступень для вспомогательного ускорения полезной нагрузки.5. The aerospace apparatus according to claim 3, characterized in that it provides a fourth irreversible stage for auxiliary payload acceleration.
6. Авиационно-космический аппарат по п.2, отличающийся тем, что в нем предусмотрена третья невозвращаемая ступень для вспомогательного ускорения полезной нагрузки.6. The aerospace apparatus according to claim 2, characterized in that it provides for a third irreversible stage for auxiliary acceleration of the payload.
7. Авиационно-космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что в нем предусмотрены невозвращаемая вторая ступень и невозвращаемая третья ступень для доставки полезной нагрузки.7. The aerospace apparatus according to claim 1, characterized in that it provides an irrevocable second stage and an irrevocable third stage for the delivery of the payload.
8. Авиационно-космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что в нем предусмотрены средства для размещения пилота.8. The aerospace apparatus according to claim 1, characterized in that it provides means for accommodating the pilot.