RU2111147C1 - Aero-space transport system - Google Patents

Aero-space transport system Download PDF

Info

Publication number
RU2111147C1
RU2111147C1 RU94019768A RU94019768A RU2111147C1 RU 2111147 C1 RU2111147 C1 RU 2111147C1 RU 94019768 A RU94019768 A RU 94019768A RU 94019768 A RU94019768 A RU 94019768A RU 2111147 C1 RU2111147 C1 RU 2111147C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
torus
aircraft
landing
engines
accelerators
Prior art date
Application number
RU94019768A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU94019768A (en
Inventor
Юрий Григорьевич Ишков
Original Assignee
Юрий Григорьевич Ишков
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Юрий Григорьевич Ишков filed Critical Юрий Григорьевич Ишков
Priority to RU94019768A priority Critical patent/RU2111147C1/en
Priority to AU25812/95A priority patent/AU2581295A/en
Priority to PCT/RU1995/000101 priority patent/WO1995032896A1/en
Publication of RU94019768A publication Critical patent/RU94019768A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2111147C1 publication Critical patent/RU2111147C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/14—Space shuttles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)

Abstract

FIELD: space vehicle and recoverable aero-space transport systems, orbital stations and interplanetary vehicles. SUBSTANCE: aero-space transport system includes recoverable re-entry flying vehicle with recoverable re-entry launching boosters. Flying vehicle is made in form of disk-shaped aerostatic casing assembled from elastic upper and lower envelopes which are secured by their edges on riding torus provided with darings. Secured on lower envelope is load-bearing ring which is connected with torus and is provided with rigid cone forming the load section. Lighter-than-air (hydrogen) bottles are secured on torus and on rigid cone. Bottles are provided with device for delivery of it to power plants as propellant and for refilling them with hydrogen. Re-entry flying vehicle is provided with power plant consisting of main propulsion engines. Launching booster are provided with aerodynamic wings, power plants, control units and fixtures for separation of flying vehicle and independent descent and landing. EFFECT: enhanced reliability. 8 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к области космических летательных аппаратов и воздушно-транспортных систем многоразового использования. The invention relates to the field of spacecraft and reusable air transport systems.

Известны из патента США N 4052025, кл. 244 - 25, 1977, летательные аппараты, выполненные в виде самолета, имеющего фюзеляж большого поперечного сечения и объема, и закрепленную внутри жесткого корпуса газонепроницаемую оболочку, заполненную газом легче воздуха. Known from US patent N 4052025, CL. 244 - 25, 1977, aircraft made in the form of an aircraft having a fuselage of large cross-section and volume, and a gas-tight shell fixed inside the rigid body, filled with gas lighter than air.

Недостатками этих летательных аппаратов является то, что они могут быть использованы только в газовой среде (в атмосфере) и непригодны для использования в безвоздушном пространстве. The disadvantages of these aircraft is that they can only be used in a gas environment (in the atmosphere) and are unsuitable for use in airless space.

Наиболее близким по своей технической сущности решением является известная из патента США N 4265416, кл. 244 - 2, 1978 воздушно-космическая транспортная система, содержащая возвращаемый летательный аппарат с ракетной силовой установкой, средствами управления и установленные на нем многоразовые возвращаемые стартовые ускорители, имеющие аэродинамические крылья, силовые установки, средства управления и приспособления для отделения от летательного аппарата и самостоятельного снижения и посадки. The closest in its technical essence solution is known from US patent N 4265416, cl. 244 - 2, 1978 aerospace transport system containing a returnable aircraft with a rocket propulsion system, controls and reusable return launch accelerators installed on it having aerodynamic wings, power plants, controls and devices for separating from the aircraft and independently lowering and landing.

Недостатками вышеуказанной системы являются низкое среднее аэродинамическое качество на этапе аэродинамического разгона, большие энергозатраты на вывод возвращаемого летательного аппарата на околоземную или иную космическую орбиту, увеличенные тепловые нагрузки на последний из-за начала этапа торможения при сходе с орбиты и возвращении на землю в более высоких и менее плотных слоях атмосферы, невозможность многократного использования всех ее элементов и увеличенные затраты на ее эксплуатацию вследствие необходимости систем слежения, ориентации и посадки. The disadvantages of the above system are the low average aerodynamic quality at the stage of aerodynamic acceleration, high energy consumption for the return of the returning aircraft to near-Earth or other space orbit, increased heat loads on the latter due to the beginning of the braking stage when leaving the orbit and returning to the ground at higher and less dense layers of the atmosphere, the inability to reuse all its elements and the increased costs of its operation due to the need for tracking systems Ia, orientation and landing.

Целью изобретения является уменьшение энергозатрат и эксплуатационных расходов, улучшение экологических показателей, снижение тепловых нагрузок и увеличение эффективности. The aim of the invention is to reduce energy and operating costs, improve environmental performance, reduce heat loads and increase efficiency.

Указанные цели достигаются тем, что в воздушно-космической транспортной системе, содержащей возвращаемый воздушно-космический летательный аппарат с ракетной силовой установкой, средствами управления и соединенные с ним при взлете и наборе скорости и высоты ускорители с аэродинамическими крыльями, силовыми установками, средствами управления и приспособлениями для отделения, и возможностью самостоятельного снижения и посадки, возвращаемый воздушно-космический летательный аппарат снабжен баллонами для газа легче воздуха с приспособлениями для подачи газа легче воздуха в ракетную силовую установку и повторного заполнения их газом легче воздуха, и выполнен в виде дискообразного корпуса из газонепроницаемых эластичных выпуклых верхней и нижней оболочек, закрепленных кромками по периметру на силовом жестком торе с носовым и кормовым обтекателями, и эксцентриситетом 0,025 - 0,050, при этом нижняя оболочка закреплена на образующих грузовой отсек жестких стенках, на которых закреплены связанные с жестким тором баллоны для газа легче воздуха, а ракетная силовая установка включает маршевые двигатели основного режима, ориентации, стабилизации и посадки, причем маршевые двигатели основного режима смонтированы на жестком торе в носовой и кормовой частях корпуса, имеющего высоту, равную 0,1 - 0,45 его диаметра. These goals are achieved by the fact that in an aerospace transport system containing a returnable aerospace aircraft with a rocket propulsion system, control devices and accelerators with aerodynamic wings, power plants, control devices and devices connected with it during takeoff and gaining speed and altitude for separation, and the possibility of self-lowering and landing, the returned aerospace aircraft is equipped with gas cylinders lighter than air with For supplying gas lighter than air to a rocket propulsion system and re-filling them with gas lighter than air, it is made in the form of a disk-shaped body made of gas-tight elastic convex upper and lower shells fixed along the perimeter on a rigid power torus with bow and stern cowls and an eccentricity of 0.025 - 0,050, while the lower shell is fixed on the hard walls forming the cargo compartment, on which gas cylinders associated with the hard torus are lighter than air, and the rocket propulsion system is on AET boosters main mode, orientation stabilization and landing, the main mode boosters hard torus mounted on a fore and aft body having a height equal to 0.1 - 0.45 of its diameter.

Кроме того, возвращаемый летательный аппарат может быть снабжен, и установленными на жестком торе раскрывающимися гондолами обтекаемой формы с приспособлениями для изменения степени их раскрывания, в которых размещены воздушно-реактивные посадочные двигатели, при этом носовые и кормовые обтекатели могут быть выполнены в виде отделяемых унифицированных объемных секций со стыковочными узлами, а ускорители - в виде самолетов или аэродинамических летательных аппаратов с силовыми установками в виде турбореактивных и прямоточных воздушно-реактивных двигателей. In addition, the returned aircraft can be equipped with streamlined, expandable nacelles mounted on a hard torus with devices for changing the degree of their opening, in which the aircraft-jet landing engines are located, while the bow and stern fairings can be made in the form of detachable unified volumetric sections with docking nodes, and accelerators - in the form of airplanes or aerodynamic aircraft with power plants in the form of turbojet and direct-flow air -reaktivnyh engines.

Следует также отметить, что возвращаемый летательный аппарат может быть снабжен кабинами управления, помещениями для экипажа, аппаратурными отсеками, топливными баками и емкостями для газа легче воздуха, используемыми при повторном заполнении баллонов для газа легче воздуха, а жесткий тор выполнен с полостью для размещения последних. It should also be noted that the returned aircraft can be equipped with control cabins, crew rooms, equipment compartments, fuel tanks and gas tanks lighter than air, used when refilling gas cylinders lighter than air, and the hard torus is made with a cavity to accommodate the latter.

Кроме того, двигатели ориентации и стабилизации могут быть закреплены на жестком торе по его периметру и иметь приспособления для изменения создаваемой ими тяги. In addition, orientation and stabilization engines can be mounted on a hard torus along its perimeter and have devices to change the traction they create.

Данная конструкция воздушно-космической транспортной системы, позволяет использовать в качестве возвращаемого летательного аппарата летательный аппарат гибридной конструкции с увеличенным значением среднего аэродинамического качества, использовать водород в качестве газа легче воздуха и топлива, осуществлять экономичный и достаточно экологически чистый старт воздушно-космической транспортной системы непосредственно с поверхности Земли без значительных затрат топлива и посадку без использования протяженной посадочной полосы, увеличить эффективный удельный импульс имеющегося на борту аппарата топлива до 500 - 1500 сек кГ/кг, обеспечить разгон возвращаемого летательного аппарата в плотных слоях атмосферы на малых скоростях, создавать при нахождении аппарата на орбите искусственную силу тяги, обеспечить замену сменных модулей на орбите и использовать их при создании орбитальных и иных космических объектов. This design of the aerospace transport system allows you to use a hybrid aircraft with an increased average aerodynamic quality as a returning aircraft, use hydrogen as a gas lighter than air and fuel, and make an economical and fairly environmentally friendly launch of the aerospace transport system directly from the Earth’s surface without significant fuel consumption and landing without using an extended landing strip, to increase the effective specific impulse of the fuel on board the vehicle up to 500 - 1500 sec kg / kg, to ensure acceleration of the returned aircraft in dense layers of the atmosphere at low speeds, to create artificial traction when the device is in orbit, to replace interchangeable modules in orbit and use them when creating orbital and other space objects.

На фиг.1 схематично изображен общий вид воздушно-космической транспортной системы; на фиг. 2 - вид в плане на фиг. 1; на фиг. 3 - вид на фиг. 1 со стороны кормы; на фиг. 4 - горизонтальный разрез крыла стартового ускорителя; на фиг. 5 - отделяемая унифицированная секция кромки корпуса; на фиг. 6 - гондола посадочного двигателя с закрытыми передней и задней кромками; на фиг. 7 - гондола посадочного двигателя с раскрытыми передней и задней кромками. Figure 1 schematically shows a General view of the aerospace transport system; in FIG. 2 is a plan view of FIG. one; in FIG. 3 is a view of FIG. 1 from the stern; in FIG. 4 - horizontal section of the wing of the launch accelerator; in FIG. 5 - detachable unified section of the edge of the housing; in FIG. 6 - a nacelle of a landing engine with closed front and rear edges; in FIG. 7 - a nacelle of a landing engine with open front and rear edges.

Воздушно-космическая транспортная система состоит из возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 и ускорителей 2. Возвращаемый воздушно-космический летательный аппарат 1 является гибридным, использующим сочетание аэростатической и аэродинамической подъемных сил, при этом его корпус выполнен дискообразным, высота которого равна 0,10 - 0,45 его диаметра. Несущим элементом корпуса является силовой жесткий тор 3, к которому посредством внутренней подвески 4 подвешены образующие грузовой отсек жесткие стенки 5, причем эксцентриситет (отношение диаметра его поперечного сечения к максимальному диаметру) жесткого тора 3, который выполнен с полостью, составляет 0,025 - 0,050. На жестком торе 3 по его периметру закреплены кромки эластичных газонепроницаемых внешних выпуклых верхней 6 и нижней 7 оболочек, причем на последней концентрично ее вертикальной оси закреплены образующие грузовой отсек жесткие стенки 5. В полости корпуса размещены закрепленные на жестком торе 3 и жестких стенках 5 баллоны 8 для газа легче воздуха, заполненные водородом и имеющие приспособления для подачи его в качестве горючего в двигатели силовых установок и повторного заполнения баллонов 8 (на фиг. не показано). Запас водорода для повторного заполнения последних размещен в полости жесткого тора 3. The aerospace transport system consists of a returned aerospace aircraft 1 and accelerators 2. The returned aerospace aircraft 1 is a hybrid using a combination of aerostatic and aerodynamic lifting forces, while its body is made disk-shaped, whose height is 0.10 - 0.45 of its diameter. The bearing element of the casing is a power rigid torus 3, to which rigid walls 5 forming the cargo compartment are suspended by means of an internal suspension 4, the eccentricity (the ratio of the diameter of its cross section to the maximum diameter) of the hard torus 3, which is made with a cavity, is 0.025 - 0.050. The edges of the elastic gas-tight external convex upper 6 and lower 7 shells are fixed on the rigid torus 3 along its perimeter, and on the last concentric vertical axis there are fixed the hard walls forming the cargo compartment 5. Cylinders 8 mounted on the hard torus 3 and hard walls 5 are fixed for gas it is lighter than air filled with hydrogen and having devices for supplying it as fuel to the engines of power plants and refilling the cylinders 8 (not shown in Fig.). The hydrogen reserve for refilling the latter is placed in the cavity of the hard torus 3.

Силовая установка возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 содержит маршевые ракетные двигатели 9 основного режима, ракетные двигатели 10 ориентации и стабилизации и посадочные двигатели 11. Маршевые ракетные двигатели 9 установлены на жестком торе 3 в кормовой части корпуса. Ракетные двигатели 10 ориентации и стабилизации смонтированы на жестком торе 3 по его периметру и снабжены приспособлениями для изменения вектора их тяги (на фиг. не показаны). The power plant of the returned aerospace aircraft 1 contains marching rocket engines 9 of the main mode, rocket engines 10 orientation and stabilization and landing engines 11. Marching rocket engines 9 are mounted on a hard torus 3 in the aft part of the hull. The orientation and stabilization rocket engines 10 are mounted on a rigid torus 3 along its perimeter and equipped with devices for changing their thrust vector (not shown in Fig.).

Посадочные двигатели 11 выполнены воздушно-реактивными и размещены в гондолах 12 обтекаемой формы, которые смонтированы на жестком торе 3, преимущественно в кормовой части корпуса. Передние 13 и задние 14 кромки гондол 12 выполнены в виде раскрывающихся секторов и снабжены приспособлениями для изменения степени их раскрытия (на фиг. не показано). Landing engines 11 are air-jet and placed in streamlined nacelles 12, which are mounted on a hard torus 3, mainly in the rear of the hull. The front 13 and rear 14 edges of the nacelles 12 are made in the form of expanding sectors and are equipped with devices for changing the degree of their disclosure (not shown in FIG.).

В полости жесткого тора 3 размещены кабина управления, помещения для экипажа, аппаратные отсеки, топливные баки и запас газа легче воздуха-водорода для повторного заполнения баллонов 8 для газа легче воздуха (на фиг. не показано). In the cavity of the hard torus 3 there is a control cabin, crew rooms, hardware compartments, fuel tanks and a gas supply lighter than air-hydrogen to refill gas cylinders 8 lighter than air (not shown in Fig.).

Кромка корпуса снабжена установленными на жестком торе 3 отделяемыми унифицированными объемными секциями 15, которые имеют стыковочные узлы для стыковки с действующими космическими летательными аппаратами, приспособлениями для маневрирования в условиях невесомости и скрепления их друг с другом (на фиг. не показано). Объемные секции 15 выполнены полыми и могут быть использованы как в качестве транспортировочных емкостей, так и в качестве элементов собираемых на орбите конструкций. Размеры и форма объемных секций 15 выбраны из условия возможности их доставки на орбиту различными транспортными космическими системами. The edge of the hull is equipped with detachable unified volumetric sections 15 mounted on the hard torus 3, which have docking nodes for docking with active spacecraft, devices for maneuvering in zero gravity and fastening them to each other (not shown in Fig.). Volumetric sections 15 are made hollow and can be used both as transportation containers and as elements of structures assembled in orbit. The size and shape of the volumetric sections 15 are selected from the condition of the possibility of their delivery into orbit by various transport space systems.

Ускорители 2 могут быть выполнены в различных вариантах. Основным вариантом является их выполнения в виде самолетов, например типа "летающее крыло", имеющих аэродинамические несущие крылья 16, силовыми установками и средствами управления (на фиг. не показано), способных самостоятельно совершать полет, снижение и посадку. Accelerators 2 can be made in various ways. The main option is to make them in the form of airplanes, for example, a “flying wing” type, having aerodynamic load-bearing wings 16, power plants and controls (not shown in FIG.), Capable of independently flying, landing and landing.

Другим вариантом выполнения многоразовых возвращаемых стартовых ускорителей 2 является модифицированный существующий возвращаемый аппарат типа "Буран". При запуске воздушно-космической транспортной системы ускорители 2 закреплены на жестком торе 3 корпуса. Наиболее рациональным является размещение ускорителей 2 в средней части корпуса параллельно его продольной оси с вертикальным или близким к вертикальному расположением крыльев 16. Возможна и иная установка ускорителей 2 на корпусе, например в его носовой и/или кормовой частях. Система крепления ускорителей 2 снабжена приспособлением для их мгновенного синхронного отделения корпуса. Another embodiment of the reusable return launch accelerators 2 is a modified existing Buran type return vehicle. When starting the aerospace transport system, the accelerators 2 are mounted on the hard torus 3 of the body. The most rational is the placement of the accelerators 2 in the middle of the hull parallel to its longitudinal axis with a vertical or close to vertical arrangement of the wings 16. It is also possible to install other accelerators 2 on the hull, for example in its bow and / or stern. The fastening system of the accelerators 2 is equipped with a device for their instantaneous synchronous separation of the housing.

В качестве силовых установок ускорителей 2, выполненных в виде самолетов, могут быть использованы турбореактивные 17 и прямоточные 18 воздушные реактивные двигатели, размещенные в крыльях 16. Передние 19 и задние 20 кромки крыльев 16 ускорителей 2 выполнены раскрывающимися и снабжены приспособлениями для раздельного раскрывания и закрывания кромок крыльев 16, раздельно закрывающих и открывающих группы турбореактивных 17 и прямоточных 18 двигателей, а также для регулирования степени их раскрытия (на фиг. не показано). В грузовом отсеке корпуса возвращаемого летательного аппарата установлен закреплен сменный модуль 21, выполненный в виде отделяемого блока. Грузовой отсек и сменный модуль 21 снабжены приспособлениями для закрепления последнего и его отделения, спуска и подъема при помощи наземных грузоподъемных приспособлений. As the power plants of the accelerators 2, made in the form of aircraft, can be used turbojet 17 and ramjet 18 air jet engines located in the wings 16. The front 19 and rear 20 wing edges of the 16 accelerators 2 are made open and equipped with devices for separate opening and closing of the edges wings 16, separately closing and opening groups of turbojet 17 and ramjet 18 engines, as well as to control the degree of their disclosure (not shown in Fig.). In the cargo compartment of the hull of the returned aircraft, a removable module 21 is mounted, made in the form of a detachable unit. The cargo compartment and the replaceable module 21 are equipped with devices for securing the latter and its separation, lowering and lifting using ground lifting devices.

Работает воздушно-космическая транспортная система следующим образом:
Старт воздушно-космической транспортной системы производится с поверхности Земли. Подъем возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 производится за счет аэростатической подъемной силы, создаваемой находящимся в баллонах 8 для газа легче воздуха - водородом, обеспечивающей подъем возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 на высоту до нескольких сот метров. По команде из кабины управления раскрываются передние 19 и задние 20 кромки крыльев 16 ускорителей 2, закрывающие турбореактивные 17 двигатели и производится пуск этих двигателей. В результате работы турбореактивных 17 двигателей обеспечивается разгон возвращаемого воздушно- космического летательного аппарата 1 до скорости М = 2,5 - 3,0. Во время разгона корпус возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 ориентирован на угол атаки, равный 5 - 8o. В качестве горючего турбореактивных 17 двигателей на этапе разгона может быть использован водород из баллонов 8 для газа легче воздуха. По мере расходования водорода из баллонов 8 для газа легче воздуха внутренний объем возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 заполняется гелием из имеющегося на борту запаса.The aerospace transport system operates as follows:
The start of the aerospace transport system is made from the surface of the Earth. The return of the returned aerospace aircraft 1 is carried out due to the aerostatic lifting force created in the cylinders 8 for gas lighter than air - hydrogen, which ensures the return of the returned aerospace aircraft 1 to a height of several hundred meters. At the command of the control cabin, the front 19 and rear 20 wing edges of the 16 accelerators 2 are opened, closing the 17 turbojet engines and these engines are started. As a result of the operation of the 17 turbojet engines, the return aerospace vehicle 1 is accelerated to a speed of M = 2.5 - 3.0. During acceleration, the hull of the returned aerospace aircraft 1 is oriented at an angle of attack of 5-8 ° . As fuel turbojet 17 engines at the stage of acceleration can be used hydrogen from cylinders 8 for gas lighter than air. As the consumption of hydrogen from cylinders 8 for gas is lighter than air, the internal volume of the returned aerospace aircraft 1 is filled with helium from the stock on board.

По достижении скорости полета свыше М = 3 раскрываются передние 19 и задние 20 кромки крыльев 16 ускорителей 2, закрывающие прямоточные 18 воздушно-реактивные двигатели и производится пуск этих двигателей. Турбореактивные 17 двигатели выключаются, и закрываются прикрывающие их кромки 19 и 20 крыльев 16 ускорителей 2. Прямоточные 18 двигатели ускорителей 2 обеспечивают разгон возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 до скорости М = 6 - 14 и его подъем на высоту 75 - 80000 м. По достижении скорости М = 14 и высоты полета 80000 м производится отделение ускорителей 2, при этом одновременно производится пуск маршевых ракетных двигателей 9 основного режима для дальнейшего разгона возвращаемого воздушно- космического летательного аппарата 1 вплоть до вывода его на орбиту. Upon reaching a flight speed above M = 3, the front 19 and rear 20 wing edges of the 16 accelerators 2 are opened, closing the ramjet engines 18 and the engines are started. The turbojet 17 engines are turned off and the edges 19 and 20 of the wings 16 of the accelerators 2 covering them are closed. The ramjet 18 engines of the accelerators 2 provide acceleration of the returned aerospace aircraft 1 to a speed of M = 6 - 14 and its rise to a height of 75 - 80,000 m. when the speed M = 14 and the flight altitude of 80,000 m are reached, accelerators 2 are separated, and at the same time, mid-flight rocket engines 9 of the main mode are launched for further acceleration of the returned aerospace vehicle 1 Th before putting it into orbit.

Отстыкованные ускорители 2 осуществляют полет и посадку на поверхность Земли в автоматическом или пилотируемом режиме. Undocked accelerators 2 carry out flight and landing on the Earth's surface in automatic or manned mode.

После выхода на околоземную или межпланетную орбиту возвращаемый воздушно-космический летательный аппарат 1 посредством ракетных двигателей 10 ориентации и стабилизации ориентируется и стабилизируется в требуемом положении в пространстве и раскручивается вокруг центра масс до угловой скорости, достаточной для создания в помещениях жесткого тора 3 искусственной силы тяжести требуемой величины. Коррекция орбиты возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 производится включением ракетных двигателей 9 основного режима и ракетных двигателей 10 ориентации и стабилизации. After reaching low Earth or interplanetary orbit, the returning aerospace vehicle 1, by means of orientation and stabilization rocket engines 10, is oriented and stabilized in the required position in space and spins around the center of mass to an angular velocity sufficient to create artificial gravity required in the rooms of the hard torus 3 quantities. Correction of the orbit of the returned aerospace aircraft 1 is made by turning on the rocket engines 9 of the main mode and rocket engines 10 orientation and stabilization.

Для возвращения возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 с околоземной орбиты и посадки его на поверхность Земли прекращают вращение последнего при помощи ракетных двигателей 10 ориентации и стабилизации, а затем его ориентируют в положение кормовой части корпуса по направлению движения и посредством ракетных двигателей 9 основного режима осуществляют торможение. По мере уменьшения скорости и высоты полета при помощи ракетных двигателей 10 ориентации и стабилизации возвращаемый воздушно-космический летательный аппарат 1 ориентируют на предельный угол атаки, близкий к 90o, благодаря чему дальнейшее снижение скорости и высоты полета и вхождения возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 в атмосферу, осуществляют подачей водорода в баллоны 8 для газа легче воздуха до давления, обеспечивающего сохранение формы аэростатического корпуса и его безаварийной работы. Ориентация возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 при его вхождении в атмосферу на предельный угол атаки, близкий к 90o, снижает удельные нагрузки и уменьшает нагрев поверхности корпуса. При вхождении в плотные слои атмосферы дальнейшем снижении скорости и уменьшении высоты полета возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1, его корпус ориентируют носовой частью по направлению движения посредством ракетных двигателей 10 ориентации и стабилизации, посадочных двигателей 11 и аэродинамических средств управления. Снижение и полет в плотных слоях атмосферы и посадку на поверхность Земли возвращаемый воздушно-космический летательный аппарат 1 осуществляет как гибридный летательный аппарат с использованием аэростатической и аэродинамической подъемной силы. В качестве силовой установки на этом этапе полета используют посадочные двигатели 11.To return the returning aerospace aircraft 1 from near-Earth orbit and land it on the Earth’s surface, the latter is stopped using orientation and stabilization rocket engines 10, and then it is oriented to the stern of the hull in the direction of movement and, using the rocket engines 9 of the main mode, braking. As the speed and altitude decreases with the help of orientation and stabilization rocket engines 10, the returned aerospace vehicle 1 is oriented toward a maximum angle of attack close to 90 o , due to which a further decrease in the speed and altitude of the flight and the occurrence of the returned aerospace vehicle 1 into the atmosphere, carry out the supply of hydrogen in cylinders 8 for gas lighter than air to a pressure that ensures the preservation of the shape of the aerostatic body and its trouble-free operation. The orientation of the returned aerospace aircraft 1 when it enters the atmosphere at a maximum angle of attack close to 90 o , reduces specific loads and reduces the heating of the surface of the hull. When entering a dense atmosphere further reducing the speed and decreasing the flight altitude of the returned aerospace vehicle 1, its body is oriented with its bow in the direction of movement by means of rocket engines 10 for orientation and stabilization, landing engines 11 and aerodynamic controls. Reducing and flying in dense atmospheric layers and landing on the Earth's surface, the returned aerospace aircraft 1 performs as a hybrid aircraft using aerostatic and aerodynamic lift. As the power plant at this stage of the flight using landing engines 11.

При послепосадочном наземном обслуживании оборудование и материалы, доставленные с орбиты опускаются на сменном модуле 21. During post-landing ground handling, equipment and materials delivered from orbit are lowered on a removable module 21.

После осмотра, проверки и проведения необходимых ремонтных работ возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата 1 и ускорителей 2 производят снаряжение и заправку воздушно-космической транспортной системы и производят ее повторный запуск. After inspection, verification and the necessary repair work of the returned aerospace aircraft 1 and accelerators 2, equipment and refueling of the aerospace transport system are carried out and restarted.

Claims (8)

1. Воздушно-космическая транспортная система, содержащая возвращаемый летательный аппарат, имеющий ракетную силовую установку и средства управления, ускорители, имеющие аэродинамические крылья, силовые установки, средства управления и приспособления для отделения ускорителей после взлета, набора скорости и высоты для возможности самостоятельного снижения и посадки, отличающаяся тем, что возвращаемый летательный аппарат снабжен баллонами для водорода с приспособлениями для его подачи в ракетную силовую установку и повторного их заполнения водородом при взлете, маневрировании и посадке и выполнен с дискообразным корпусом, который имеет газонепроницаемые эластичные выпуклые верхнюю и нижнюю оболочки, закрепленные кромками по периметру на силовом жестком торе с эксцентриситетом 0,025 - 0,050, имеющим носовой и кормовой обтекатели, при этом нижняя оболочка закреплена на образующих грузовой отсек жестких стенках, на которых закреплены связанные с жестким тором баллоны, заполняемые водородом, а ракетная силовая установка включает маршевые двигатели основного режима, двигатели ориентации, двигатели стабилизации и двигатели посадки, причем маршевые двигатели основного режима смонтированы на жестком торе в носовой и кормовой частях аэростатического корпуса, имеющего высоту равную 0,1 - 0,45 его диаметра. 1. An aerospace transport system containing a returnable aircraft having a rocket propulsion system and controls, accelerators having aerodynamic wings, power plants, controls and devices for separating accelerators after take-off, speed and altitude gain for the possibility of self-descent and landing characterized in that the returned aircraft is equipped with hydrogen cylinders with devices for supplying it to the rocket propulsion system and re-filling them hydrogen during take-off, maneuvering and landing, and is made with a disk-shaped body that has gas-tight elastic convex upper and lower shells fixed along the perimeter on a rigid rigid torus with an eccentricity of 0.025-0.050, having a bow and stern fairings, while the lower shell is fixed to rigid walls forming the cargo compartment, on which cylinders filled with hydrogen are fixed, connected to the rigid torus, and the rocket propulsion system includes main-mode propulsion engines ate orientation stabilization engines and landing engines, the main mode boosters hard torus mounted on a fore and aft aerostatic body having a height equal to 0.1 - 0.45 of its diameter. 2. Система по п.1, отличающаяся тем, что возвращаемый летательный аппарат для посадки снабжен воздушно-реактивными двигателями, установленными преимущественно в его кормовой части на силовом жестком торе в раскрывающихся гондолах обтекаемой формы, имеющими приспособления для изменения степени их раскрывания. 2. The system according to claim 1, characterized in that the returned landing aircraft is equipped with jet engines installed mainly in its aft on a rigid power torus in streamlined nacelles having devices for changing the degree of their opening. 3. Система по пп.1 - 2, отличающаяся тем, что возвращаемый летательный аппарат снабжен кабинами управления, помещением для экипажа, аппаратурными отсеками, топливными баками и емкостями для водорода для повторного заполнения баллонов при взлете, маневрировании и посадке, а силовой жесткий тор выполнен с возможностью заполнения полости водородом. 3. The system according to claims 1 to 2, characterized in that the returned aircraft is equipped with control cabins, crew room, equipment compartments, fuel tanks and hydrogen tanks for refilling the cylinders during take-off, maneuvering and landing, and the power hard torus is made with the possibility of filling the cavity with hydrogen. 4. Система по пп.1 - 3, отличающаяся тем, что носовой и кормовой обтекатели выполнены в виде отделяемых унифицированных объемных секций со стыковочными узлами. 4. The system according to claims 1 to 3, characterized in that the bow and stern fairings are made in the form of detachable unified volumetric sections with docking nodes. 5. Система по пп. 1 - 4, отличающаяся тем, что двигатели ориентации и стабилизации снабжены приспособлениями для изменения создаваемой ими тяги и смонтированы на силовом жестком торе по его периметру. 5. The system of claims. 1 to 4, characterized in that the orientation and stabilization motors are equipped with devices for changing the thrust they create and are mounted on a power hard torus along its perimeter. 6. Система по пп.1 - 5, отличающаяся тем, что ускорители выполнены в виде возвращаемых аэродинамических летательных аппаратов. 6. The system according to claims 1 to 5, characterized in that the accelerators are made in the form of returned aerodynamic aircraft. 7. Система по пп.1 - 6, отличающаяся тем, что ускорители выполнены в виде самолетов. 7. The system according to claims 1 to 6, characterized in that the accelerators are made in the form of airplanes. 8. Система по пп.1 - 7, отличающаяся тем, что силовые установки ускорителей выполнены в виде турбореактивных и прямоточных воздушно-реактивных двигателей. 8. The system according to claims 1 to 7, characterized in that the power plants of the accelerators are made in the form of turbojet and ramjet engines.
RU94019768A 1994-05-24 1994-05-24 Aero-space transport system RU2111147C1 (en)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU94019768A RU2111147C1 (en) 1994-05-24 1994-05-24 Aero-space transport system
AU25812/95A AU2581295A (en) 1994-05-24 1995-03-24 Aerospace transport system
PCT/RU1995/000101 WO1995032896A1 (en) 1994-05-24 1995-05-24 Aerospace transport system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU94019768A RU2111147C1 (en) 1994-05-24 1994-05-24 Aero-space transport system

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU94019768A RU94019768A (en) 1996-07-10
RU2111147C1 true RU2111147C1 (en) 1998-05-20

Family

ID=20156489

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU94019768A RU2111147C1 (en) 1994-05-24 1994-05-24 Aero-space transport system

Country Status (3)

Country Link
AU (1) AU2581295A (en)
RU (1) RU2111147C1 (en)
WO (1) WO1995032896A1 (en)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7866601B2 (en) 2006-10-20 2011-01-11 Lta Corporation Lenticular airship
US8297550B2 (en) 2007-08-09 2012-10-30 Lta Corporation Lenticular airship and associated controls
USD670638S1 (en) 2010-07-20 2012-11-13 Lta Corporation Airship
US8894002B2 (en) 2010-07-20 2014-11-25 Lta Corporation System and method for solar-powered airship
US9745042B2 (en) 2011-03-31 2017-08-29 Lta Corporation Airship including aerodynamic, floatation, and deployable structures
US9802690B2 (en) 2013-11-04 2017-10-31 Lta Corporation Cargo airship
RU2717406C1 (en) * 2019-04-12 2020-03-23 Виктор Георгиевич Карелин Reusable space system and method for control thereof

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2000066425A2 (en) * 1999-04-28 2000-11-09 Provitola Anthony I Airship/spacecraft
GB2558949A (en) * 2017-01-24 2018-07-25 Carpe Astra Ltd A flying craft

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3897032A (en) * 1970-02-26 1975-07-29 Hermann Ernst Robert Papst Method for operating airships, particularly by means of hydrocarbon gas or hydrogen
US4269375A (en) * 1979-10-31 1981-05-26 Hickey John J Hybrid annular airship
GB2229155B (en) * 1989-03-13 1992-06-10 Vladimir Mihajlovic Sky platform

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8109462B2 (en) 2006-10-20 2012-02-07 Lta Corporation Lenticular airship
US8418952B2 (en) 2006-10-20 2013-04-16 Lta Corporation Lenticular airship
US7866601B2 (en) 2006-10-20 2011-01-11 Lta Corporation Lenticular airship
US8297550B2 (en) 2007-08-09 2012-10-30 Lta Corporation Lenticular airship and associated controls
US9840318B2 (en) 2007-08-09 2017-12-12 Pierre Balaskovic Lenticular airship and associated controls
US8616503B2 (en) 2007-08-09 2013-12-31 Lta Corporation Lenticular airship and associated controls
US9828082B2 (en) 2007-10-18 2017-11-28 Lta Corporation Airship having a cargo compartment
US8894002B2 (en) 2010-07-20 2014-11-25 Lta Corporation System and method for solar-powered airship
US8899514B2 (en) 2010-07-20 2014-12-02 Lta Corporation System and method for varying airship aerostatic buoyancy
USD670638S1 (en) 2010-07-20 2012-11-13 Lta Corporation Airship
US9745042B2 (en) 2011-03-31 2017-08-29 Lta Corporation Airship including aerodynamic, floatation, and deployable structures
US9802690B2 (en) 2013-11-04 2017-10-31 Lta Corporation Cargo airship
RU2717406C1 (en) * 2019-04-12 2020-03-23 Виктор Георгиевич Карелин Reusable space system and method for control thereof

Also Published As

Publication number Publication date
WO1995032896A1 (en) 1995-12-07
AU2581295A (en) 1995-12-21
RU94019768A (en) 1996-07-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6193187B1 (en) Payload carry and launch system
RU2191145C2 (en) System of injection of payload into low-altitude near-earth orbit
US10246200B2 (en) Centripetal aerodynamic platform spacecraft
US9145215B2 (en) Aerodynamic and spatial composite flight aircraft, and related piloting method
US4265416A (en) Orbiter/launch system
US9302788B2 (en) Stratospheric-airship-assisted orbital payload launching system
US6530543B2 (en) Hypersonic and orbital vehicles system
US8534598B2 (en) Direct flight far space shuttle
CN111959824B (en) Heavy reusable aerospace vehicle system with space-based emission
RU2111147C1 (en) Aero-space transport system
US6257527B1 (en) Hypersonic and orbital vehicles system
US20240199237A1 (en) Launch system and method
US20100044494A1 (en) Space launcher
RU2731518C1 (en) Device for accelerated delivery of passengers to intercontinental distances
US20070205330A1 (en) Flight/launch vehicle and method using internally stored air for air-breathing engines
EP3774547B1 (en) Center of gravity propulsion space launch vehicles
RU2331551C2 (en) Method of payload orbital injection by reusable space transport vehicle (versions)
Sarigul-Klijn et al. A comparative analysis of methods for air-launching vehicles from earth to sub-orbit or orbit
JP2024536461A (en) Reusable Rocket Stage
Donahue Air-launched mini-shuttle
Cohen et al. Janus-a manned orbital spacecraft with staged re-entry
Mitchell A Conceptual Analysis of Spacecraft Air Launch Methods
Lantz Ramjet plus rocket propulsion for a reliable space shuttle
Wuenscher Lifting Center-Body Land Recoverable Booster Concept

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20080527

TK4A Correction to the publication in the bulletin (patent)

Free format text: AMENDMENT TO CHAPTER -FG4A- IN JOURNAL: 14-1998 FOR TAG: (21)