RU2331551C2 - Способ выведения полезной нагрузки в космос многоразовой транспортно-космической системой (варианты) - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к способам выведения полезной нагрузки с помощью многоразовой транспортно-космической системы. Подъем многоразовой транспортно-космической системы с земной поверхности в зону старта воздушно-космической системы осуществляют с помощью транспортного средства - нулевой ступени. Затем производят отделение от транспортного средства - нулевой ступени воздушно-космической системы. В качестве транспортного средства - нулевой ступени - могут использовать дирижабль. Технический результат от использования данного изобретения заключается в уменьшении запаса топлива для вывода полезной нагрузки на орбиту и увеличении массы полезной нагрузки. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 12 ил.

Description

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к способам выведения полезной нагрузки (ПН) с помощью многоразовой транспортно-космической системы (МТКС).

Известно техническое решение по выведению ПН в космос с использованием воздушного старта ракеты-носителя (РН) с ПН с самолета-носителя (RU 2178377 С2, B64G 1/00, F41F 3/06 CH). Указанный способ включает выведение самолета с ПН, размещенной снаружи под корпусом (крылом) самолета, на горизонтальную траекторию в плоскости заданной орбиты объекта и разгон самолета до сверхзвуковой скорости. Затем в течение 10-20 с увеличивают угол наклона траектории полета до 10-15°. Отделение РН от самолета производят на высоте 16-18 км при скорости более 2000 км/ч. Разгон РН производят до орбитальной скорости в апогее переходной баллистической траектории при повторном включении двигателя ее третьей ступени. При этом высота апогея данной траектории равна высоте заданной орбиты, а требуемая скорость разгона РН - расчетной орбитальной скорости объекта. Недостатками известного технического решения являются:

1) ограничения по массе и габаритам выводимой полезной нагрузки, обусловленные ракетной схемой доставки ПН;

2) однократное использование РН.

Известно техническое решение, в котором реализован способ доставки полезной нагрузки на околоземные орбиты с использованием воздушно-космической транспортной системы (ВКТС) (RU 2111147 C1, B64C 1/14, В64В 1/36) с многоразовыми возвращаемыми стартовыми ускорителями. ВКТС выполняют в виде дискообразного аэростатического корпуса из эластичных верхней и нижней оболочек. Оболочки закрепляют кромками на жестком торе с обтекателями. На нижней оболочке закрепляют связанное с тором силовое кольцо с жестким конусом, образующим грузовой отсек. На торе и жестком конусе закрепляют баллоны для газа легче воздуха - водорода. В баллоны устанавливают приспособление для его подачи в качестве топлива в силовые установки и повторного заполнения их водородом. В ВКТС устанавливают силовую установку в виде маршевых двигателей основного режима, ориентации, стабилизации и посадок. На стартовые ускорители устанавливают аэродинамические крылья, силовые установки, средства управления и приспособления для отделения от летательного аппарата и самостоятельного снижения и посадки. Старт ВКТС производят с поверхности Земли. Подъем ВКТС производя за счет аэростатической подъемной силы, создаваемой находящимся в баллонах для газа легче воздуха - водородом, обеспечивающей подъем ВКТС на высоту до нескольких сот метров. По команде из кабины управления производят пуск турбореактивных двигателей стартовых ускорителей. В результате работы турбореактивных двигателей обеспечивают разгон ВКТС до скорости М=2,5-3,0. Во время разгона корпус ВКТС ориентируют на угол атаки, равный 5-8°. В качестве горючего турбореактивных двигателей на этапе разгона может быть использован водород из баллонов для газа легче воздуха. По мере расходования водорода из баллонов для газа легче воздуха внутренний объем возвращаемого ВКТС заполняется гелием из имеющегося на борту запаса.

По достижении скорости полета свыше М=3 производится пуск прямоточных воздушно-реактивных двигателей с одновременным выключением турбореактивных двигателей. Прямоточные двигатели стартовых ускорителей обеспечивают разгон ВКТС 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 стартовых ускорителей, при этом одновременно производится пуск маршевых ракетных двигателей основного режима для дальнейшего разгона ВКТС вплоть до вывода его на орбиту.

Отстыкованные стартовые ускорители осуществляют полет и посадку на поверхность Земли в автоматическом или пилотируемом режиме.

Для возвращения ВКТС с околоземной орбиты и посадки его на поверхность Земли ВКТС ориентируют в положение кормовой части корпуса по направлению движения и посредством ракетных двигателей основного режима осуществляют торможение. По мере уменьшения скорости и высоты полета при помощи ракетных двигателей ориентации и стабилизации возвращаемый воздушно-космический летательный аппарат ориентируют на предельный угол атаки, близкий к 90°, благодаря чему дальнейшее снижение скорости и высоты полета и вхождения возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата в атмосферу осуществляют подачей водорода в баллоны для газа легче воздуха до давления, обеспечивающего сохранение формы аэростатического корпуса и его безаварийной работы. Ориентация возвращаемого воздушно-космического летательного аппарата при его вхождении в атмосферу на предельный угол атаки, близкий к 90°, снижает удельные нагрузки и уменьшает нагрев поверхности корпуса. При вхождении в плотные слои атмосферы, дальнейшем снижении скорости и уменьшении высоты полета ВКТС его корпус ориентируют носовой частью по направлению движения посредством ракетных двигателей ориентации и стабилизации, посадочных двигателей и аэродинамических средств управления. Снижение и полет в плотных слоях атмосферы и посадку на поверхность Земли осуществляет как гибридный летательный аппарат с использованием аэростатической и аэродинамической подъемной силы.

Недостатками известного технического решения являются:

1. Форма корпуса ВКТС, изготовленного из нежестких оболочек, может не соответствовать оптимальной форме для полета на гиперзвуковых скоростях, что приведет к повышенным динамическим и тепловым нагрузкам на корпус ВКТС на гиперзвуковых скоростях.

2. Изготовление корпуса ВКТС из эластичного материала не обеспечивает его устойчивости к значительным динамическим нагрузкам в сочетании с нагревом на гиперзвуковых скоростях полета.

3. ВКТС (по оценке автора известного технического решения) обеспечивает предстартовый подъем ВКТС за счет аэростатической подъемной силы только на несколько сот метров, что не позволяет получить значительной экономии топлива при предстартовом подъеме, и, соответственно, уменьшает допустимую массу ПН, выводимую на орбиту, по сравнению с использованием ТСНС, например, дирижабля, позволяющего организовать воздушный старт летательного аппарата с полезной нагрузкой на высоте в несколько десятков километров.

4. Конструкция и средства, обеспечивающие необходимый запас топлива, тягу и аэростатическую подъемную силу, остаются на борту ВКТС после завершения их использования, что уменьшает допустимую массу ПН, выводимую на орбиту.

Известно техническое решение, в котором реализован способ доставки полезных нагрузок (спутников) на околоземные орбиты с использованием МТКС (RU 2233772 С2 B64G 1/14). Указанный способ включает в себя выведение верхних транспортных ступеней с полезной нагрузкой на низкие и переходные околоземные орбиты. При этом в качестве транспортного средства нулевой ступени используют гиперзвуковой авиационно-космический аппарат (АКА) самолетной схемы с эжекторными прямоточными воздушно-реактивными двигателями. В качестве транспортного средства первой ступени используют возвращаемый космический аппарат (КА). При необходимости используют межорбитальный транспортный аппарат (ОТА) в качестве транспортного средства второй ступени с помощью гиперзвукового авиационно-космического аппарата (АКА) самолетной схемы с эжекторными прямоточными воздушно-реактивными двигателями. При доставке полезной нагрузки на геосинхронную орбиту или межпланетную трассу используют невозвращаемую третью ступень. Причем первая, вторая и третья ступени размещаются во внутренней полости корпуса АКА, и отделение от АКА транспортных средств первой, второй и третьей ступени в сборе производят через носовой отсек АКА навстречу движению. При спуске в атмосферу на каждой возвращаемой ступени транспортных средств используют крылья.

Причем на транспортных средствах первой и второй ступени их крылья приводят в сложенное положение для монтажа КА и ОТА в фюзеляж АКА и раскрывают крылья КА и ОТА после отделения от АКА.

Недостатками известного технического решения являются:

- невозможность вывода на орбиту крупногабаритных ПН большой массы из-за недостаточной удельной грузоподъемности АКА и из-за ограничения габаритов ПН габаритами грузового отсека КА;

- значительный удельный расход топлива для подъема с помощью АКА верхних транспортных ступеней с ПН на заданную высоту с заданной скоростью;

- увеличение массы верхних транспортных ступеней за счет использования раскладных крыльев и механизмов для их складывания и раскладывания;

- необходимость усиленной тепловой защиты большой массы для транспортных средств, возвращаемых с орбиты, при спуске в атмосферу, что приводит к уменьшению массы выводимой на орбиту ПН.

Задачей изобретения является:

- обеспечение выведение в космос ПН с крупными габаритами, с большими объемом и массой;

- уменьшение массы тепловой защиты для транспортного средства, возвращаемого с орбиты, за счет плавного спуска в плотных слоях атмосферы.

Поставленная задача решается (вариант 1) тем, что в известном способе выведения полезной нагрузки (ПН) в космос многоразовой транспортно-космической системой (МТКС) подъем МТКС с помощью транспортного средства - нулевой ступени (ТСНС) в зону старта воздушно-космической системы (ВКС), отделение от ТСНС воздушно-космической системы, разгон ВКС до заданной гиперзвуковой скорости на заданной высоте с помощью гиперзвукового многоразового летательного аппарата (МЛА), отделение от МЛА многоразового орбитального модуля (MOM) с ПН, подачу топлива из герметичных емкостей MOM для питания двигательной установки (ДУ) MOM и запуск ДУ MOM, выведение MOM на заданную траекторию полета и доставку ПН на заданную орбиту, орбитальный полет MOM, приземление ТСНС, МЛА и MOM на места их посадки, причем перед входом в атмосферу осуществляют торможение и ориентацию MOM для входа в атмосферу максимальным сечением на предельном угле атаки, примерно равном 90°, и последующий посадочный маневр и посадку MOM, согласно изобретению корпус MOM изготавливают в виде жесткой тонкостенной оболочки с герметичными объемами, одну часть которых наддувают сжатым газом и перед стартом МТКС заполняют топливом, а другую часть этих герметичных объемов наддувают сжатым газом без заполнения их топливом, при этом создают суммарный внутренний объем в корпусе MOM, превышающий суммарный внутренний объем корпуса МЛА, а среднюю удельную массу MOM создают меньше средней удельной массы МЛА, MOM размещают в задней части гиперзвукового МЛА и с помощью внешней поверхности корпуса МЛА создают аэродинамическую тень для MOM при совместном полете МЛА и MOM в составе ВКС на гиперзвуковой скорости.

Указанная задача решается (вариант 2) также тем, что в известном способе выведения полезной нагрузки (ПН) в космос многоразовой транспортно-космической системой (МТКС), включающем подъем МТКС с помощью транспортного средства - нулевой ступени (ТСНС) в зону старта воздушно-космической системы (ВКС), отделение от ТСНС воздушно-космической системы, разгон ВКС до заданной гиперзвуковой скорости на заданной высоте с помощью гиперзвукового многоразового летательного аппарата (МЛА), отделение от МЛА многоразового орбитального модуля (MOM) с ПН, подачу топлива из герметичных емкостей MOM для питания двигательной установки (ДУ) MOM и запуск ДУ MOM, выведение MOM на заданную траекторию полета и доставку ПН на заданную орбиту, орбитальный полет MOM, приземление ТСНС, МЛА и MOM на места их посадки, причем перед входом в атмосферу осуществляют торможение и ориентацию MOM для входа в атмосферу максимальным сечением на предельном угле атаки, примерно равном 90°, и последующий посадочный маневр и посадку MOM, согласно изобретению корпус MOM изготавливают в виде жесткой тонкостенной оболочки с герметичными объемами, одну часть которых наддувают сжатым газом и перед стартом МТКС заполняют топливом, а другую часть этих герметичных объемов наддувают сжатым газом без заполнения их топливом, нижнюю поверхность MOM изготавливают с углублением в виде канала, с помощью указанного канала в совокупности с гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД) ДУ МЛА и нижней частью корпуса МЛА создают внешнюю камеру сгорания ГПВРД ДУ МЛА, MOM размещают в задней части гиперзвукового МЛА, состыковывают корпуса MOM и МЛА, образовывая единую внешнюю поверхность ВКС, оптимальную для полета на гиперзвуковых скоростях, при этом с помощью внешней поверхности корпуса МЛА создают аэродинамическую тень для MOM при совместном полете МЛА и MOM в составе ВКС на гиперзвуковой скорости.

После отделения от MOM могут совершать посадку МЛА в автономном режиме с использованием парашюта типа планирующая оболочка.

Для подъема МТКС с поверхности Земли в качестве ТСНС могут использовать дирижабль.

При использовании в качестве ТСНС дирижабля перед отделением ВКС от дирижабля могут разгонять МТКС по заданной восходящей траектории полета с заданными углами атаки до заданной скорости. При этом рабочее тело-газ из герметичных емкостей, создающих аэростатическую подъемную силу дирижабля, могут откачивать по заданной программе с регулированием производительности и используют это откачиваемое рабочее тело-газ в качестве топлива для ДУ дирижабля, в заданной точке восходящей траектории полета выключают ДУ дирижабля и производят отделение ВКС от дирижабля.

Для сохранения балансировки и устойчивости ВКС в полете, а также для рационального использования свободных герметичных емкостей в MOM, необходимых для спуска с малыми тепловыми и динамическими нагрузками в плотных слоях атмосферы после завершения программы полета MOM, топливо для питания ДУ МЛА (до отделения MOM от МЛА) подают по заданной программе с заданным регулированием расхода из части герметичных емкостей с топливом, находящихся в составе МЛА и MOM.

Корпусу MOM могут придавать дискообразную форму.

В варианте предлагаемого технического решения нижнюю поверхность MOM изготавливают с углублением в виде канала, с помощью указанного канала в совокупности с гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД) МЛА и нижней частью корпуса МЛА создают внешнюю камеру сгорания ГПВРД МЛА, MOM размещают в задней части гиперзвукового МЛА, состыковывают корпуса MOM и МЛА, образовывая единую внешнюю поверхность ВКС, оптимальную для полета на гиперзвуковых скоростях, при этом с помощью внешней поверхности корпуса МЛА создают аэродинамическую тень для MOM при совместном полете МЛА и MOM в составе ВКС на гиперзвуковой скорости.

На первом этапе автономного полета ВКС после отделения ВКС от ТСНС могут осуществлять предварительный разгон ВКС до заданной скорости с помощью твердотопливных ускорителей (ТТУ) ДУ МЛА, затем на втором этапе до выключения ТТУ ВКС могут запускать ГПВРД ДУ МЛА и после выхода ГПВРД ДУ МЛА на расчетный режим могут выключать ТТУ ДУ МЛА, затем могут отделять от ВКС выработанные ТТУ с дальнейшим приземлением ТТУ в заданном районе с помощью парашюта, далее могут разгонять ВКС до заданной гиперзвуковой скорости, на третьем этапе могут выключать ГПВРД ДУ МЛА и могут отделять MOM от МЛА.

Сущность изобретения поясняется графически на примере способа выведения полезной нагрузки в космос многоразовой транспортно-космической системой с использованием в качестве ТНСН дирижабля, выполненного по схеме катамарана.

На фиг.1 приведен общий вид спереди на МТКС, состоящей из ТСНС (1) и ВКС (2), пристыкованной снизу к приборной платформе (5) на ТСНС (1), выполненного по схеме катамарана. На нижней части ТСНС (1) размещена ДУ (6) ТСНС;

На фиг.2 приведен общий вид сбоку на МТКС;

На фиг.3 приведен вид сверху на ВКС (вариант 1), состоящий из МЛА (3) и состыкованного с ним MOM (4);

На фиг.4 приведена схема выведения полезной нагрузки в космос многоразовой транспортно-космической системой (вариант 1) с использованием в качестве транспортного средства первой ступени дирижабля, выполненного по схеме катамарана;

на фиг.5 изображен MOM вид слева (вариант 2);

на фиг.6 - вид сверху на фиг.5 (вариант 2);

на фиг.7 - вид снизу на фиг.5 (вариант 2);

на фиг.8 - изображен ВКС вид сбоку (вариант 2);

на фиг.9 - вид сверху на фиг.8 (вариант 2);

на фиг.10 - вид снизу на фиг.8 (вариант 2);

на фиг.11 - вид спереди на фиг.8 (вариант 2);

на фиг.12 - приведена схема выведения полезной нагрузки в космос многоразовой транспортно-космической системой (вариант 2) с использованием в качестве транспортного средства первой ступени дирижабля, выполненного по схеме катамарана.

Способ осуществляется следующим образом.

Вариант 1

Для придания необходимой на всех стадиях изготовления, транспортировки и полета MOM (4) дополнительной жесткости тонкостенному жесткому корпусу MOM (4) внутренние полости корпуса MOM (4) наддувают соответствующим этим стадиям избыточным по отношению к давлению внешней среды давлением сжатого газа, например гелием, и перед стартом МТКС частично заполняют топливом.

Далее MOM (4) с ПН устанавливают в задней части МЛА (3). Затем осуществляют сборку гиперзвукового МЛА (3) и MOM (4) в единую ВКС (2). Причем с помощью внешней поверхности корпуса МЛА (3) придают гиперзвуковую форму всей ВКС (2), то есть MOM (4) размещают в аэродинамической тени МЛА (3), которую создают при полете ВКС на гиперзвуковой скорости. Далее устанавливают ВКС (2) на ТСНС (1) с мягкой или полужесткой оболочкой герметичных емкостей с рабочим телом-газом легче воздуха, образуя МТКС. Далее осуществляют подъем МТКС на заданную первоначальную высоту за счет аэростатической силы, действующей на ТСНС (1). Включают двигательную установку (ДУ) ТСНС (1) и осуществляют перемещение МТКС в зону старта ВКС (2), предпусковой маневр системы МТКС. Перед отделением ВКС (2) от ТСНС (1) разгоняют МТКС по заданной восходящей траектории полета с заданными углами атаки до заданной скорости. При этом рабочее тело-газ из герметичных емкостей, создающих аэростатическую подъемную силу ТСНС (1), откачивают по заданной программе с заданным регулированием производительности и используют это откачиваемое рабочее тело-газ в качестве топлива для ДУ (6) ТСНС (1), что приводит к уменьшению наддува этих герметичных емкостей и регулируемому сжатию под действием атмосферного давления оболочек этих герметичных емкостей. При этом уменьшение аэростатической подъемной силы ТСНС (1) компенсируется за счет увеличения аэродинамической подъемной силы во время разгона МТКС под заданным углом атаки при предстартовом разгоне МТКС. Далее в заданной точке восходящей траектории полета выключают ДУ (6) ТСНС (1) и производят отделение ВКС (2) от ТСНС (1). После выключения ДУ (6) ТСНС (1) исчезает аэродинамическая подъемная сила ТСНС (1), что позволяет избежать взмывания ТСНС (1) вверх после отделения ВКС большой массы. Затем осуществляют полет ТСНС (1) по заданной траектории в зону посадки и осуществляют посадку ТСНС (1).

После отделения ВКС (2) от ТСНС (1) включают ДУ МЛА (3). Для сохранения балансировки и устойчивости ВКС в полете, а также для рационального использования свободных герметичных емкостей в MOM, необходимых для спуска с малыми тепловыми и динамическими нагрузками в плотных слоях атмосферы после завершения программы полета MOM, топливо для питания ДУ МЛА (до отделения MOM от МЛА) подают по заданной программе с заданным регулированием расхода из части герметичных емкостей с топливом, находящихся в составе МЛА и MOM.

Далее осуществляют подъем и разгон ВКС (2) для достижения гиперзвуковой (М>6) скорости, после чего осуществляют предпусковой маневр в вертикальной плоскости типа «горка», заключающийся в подъеме ВКС (2) по восходящей криволинейной траектории на высоту, превышающую статический потолок, при этом запуск MOM (4) с ПН осуществляют в заданной точке восходящей криволинейной траектории предпускового маневра со скоростью, высотой и углом наклона траектории, обеспечивающими выведение MOM (4) на орбиту с заданными параметрами и оптимальными энергетическими характеристиками выведения. МЛА (3) после отделения MOM (4) совершает полет на место посадки, совершает посадочный маневр, раскрывает в вертикальной плоскости парашют типа планирующая оболочка для плавного спуска МЛА (3) и МЛА (3) совершает посадку на заданной посадочной площадке с использованием тормозного парашюта, раскрываемого позади МЛА (3), для уменьшения длины пробега МЛА (3) по посадочной площадке.

После отделения MOM (4) от МЛА (3) запускают двигательную установку MOM, при этом для питания ДУ MOM используют топливо, размещенное в части герметичных емкостей MOM (4), затем ориентируют MOM (4) под заданным углом атаки и совершают автономный полет MOM (4) на активном участке траектории, производят отделение ПН от MOM (4) в заданной точке восходящей криволинейной траектории предпускового маневра со скоростью, высотой и углом наклона траектории, обеспечивающими выведение ПН на орбиту с заданными параметрами и оптимальными энергетическими характеристиками выведения. Далее выводят MOM (4) на заданную траекторию полета по орбите. В заданной точке траектории полета производят отделение ПН от MOM (4). После завершения программы орбитального полета MOM (4) совершает посадку, причем перед входом в атмосферу осуществляют торможение и ориентацию MOM для входа в атмосферу максимальным сечением на предельный угол атаки, примерно равном 90°, и последующий посадочный маневр и посадку, поддерживая за счет выработки топлива из герметичных емкостей MOM (4) минимальное отношение массы MOM (4) к площади его миделя. Затем на этапе посадки осуществляют посадочный маневр с заданной для посадки ориентацией MOM (4), далее осуществляют посадку MOM (4) на посадочную площадку. Причем для уменьшения длины пробега MOM (4) по посадочной площадке раскрывают тормозной парашют.

Вариант 2

Для придания необходимой на всех стадиях изготовления, транспортировки и полета MOM (7) дополнительной жесткости тонкостенному жесткому корпусу MOM (7) внутренние полости корпуса MOM (7) наддувают соответствующим этим стадиям избыточным по отношению к давлению внешней среды давлением сжатого газа, например гелием, и частично заполняют топливом перед стартом МТКС.

В варианте 2 предлагаемого технического решения нижнюю поверхность MOM изготавливают с углублением в виде канала 8 (фиг.5, 7, 8, 10), с помощью указанного канала 8 в совокупности с гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГПВРД) (11) МЛА (9) и нижней частью корпуса МЛА создают внешнюю камеру сгорания ГПВРД (11) МЛА (9), MOM (7) размещают в задней части гиперзвукового МЛА (9), состыковывают корпуса MOM (7) и МЛА (9), образовывая единую внешнюю поверхность ВКС, оптимальную для полета на гиперзвуковых скоростях, при этом с помощью внешней поверхности корпуса МЛА (9) создают аэродинамическую тень для MOM 7 при совместном полете МЛА (9) и MOM (7) в составе ВКС на гиперзвуковой скорости.

Подготовку системы производят на земле путем образования ВКС установкой на МЛА двух твердотопливных ускорителей (ТТУ) (11), входящих в состав ДУ МЛА (9), и стыковкой с MOM (7). Далее устанавливают ВКС на ТСНС (1) с мягкой или полужесткой оболочкой герметичных емкостей с рабочим телом-газом легче воздуха, образуя МТКС. Затем осуществляют подъем на заданную высоту засчет аэростатической силы, действующей на ТСНС (1). Включают ДУ (6) ТСНС (1) и перемещают МТКС в зону старта ВКС с заданной скоростью по горизонтали. Затем осуществляют предпусковой маневр МТКС. Перед отделением ВКС от ТСНС (1) разгоняют МТКС по заданной восходящей траектории полета с заданными углами атаки до заданной скорости. При этом рабочее тело-газ из герметичных емкостей, создающих аэростатическую подъемную силу ТСНС (1), откачивают по заданной программе с заданным регулированием производительности и используют это откачиваемое рабочее тело-газ в качестве топлива для ДУ (6) ТСНС (1), что приводит к уменьшению наддува этих герметичных емкостей и регулируемому сжатию под действием атмосферного давления оболочек этих герметичных емкостей. При этом уменьшение аэростатической подъемной силы ТСНС (1) компенсируется за счет увеличения аэродинамической подъемной силы во время разгона МТКС под заданным углом атаки при предстартовом разгоне МТКС. Далее в заданной точке восходящей траектории полета выключают ДУ (6) ТСНС (1) и производят отделение ВКС от ТСНС (1). После выключения ДУ (6) ТСНС (1) исчезает аэродинамическая подъемная сила ТСНС (1), что позволяет избежать взмывания ТСНС (1) вверх после отделения ВКС большой массы. Затем осуществляют полет ТСНС (1) по заданной траектории в зону посадки и осуществляют посадку ТСНС (1).

После удаления ВКС от ТСНС (1) на безопасное расстояние включают ТТУ (10) ДУ МЛА и разгоняют ВКС до скорости, необходимой для обеспечения запуска и работы ГПВРД (11) ДУ МЛА, и поднимают ВКС на заданную высоту.

До выключения ТТУ 10 ДУ МЛА запускают ГПВРД (11) ДУ МЛА и после выхода ГПВРД ДУ МЛА на расчетный режим выключают ТТУ (10) ДУ МЛА. Затем отделяют от ВКС выработанные ТТУ (10) с дальнейшим приземлением ТТУ (10) в заданном районе с помощью парашюта. Далее разгоняют ВКС одновременным подъемом ВКС по заданной траектории. При этом для сохранения балансировки и устойчивости ВКС в полете, а также для рационального использования свободных герметичных емкостей в MOM (7), необходимых для спуска с малыми тепловыми и динамическими нагрузками плотных слоях атмосферы после завершения программы полета MOM (7), топливо для питания ДУ МЛА [до отделения MOM (7) от МЛА (9)] подают по заданной программе с заданным регулированием расхода из части герметичных емкостей с топливом, находящихся в составе МЛА (9) и MOM (7).

На следующем этапе включают ДУ MOM, при этом топливо для питания ДУ MOM поступает в основном из герметичных емкостей с топливом МЛА (9). После полной выработки топлива из герметичных емкостей с топливом МЛА (9) выключают ГПВРД (11) ДУ МЛА, после чего производят отделение МЛА (9) от MOM (7). Причем ДУ MOM продолжает работу за счет перевозимых на собственном борту запасов топлива.

Далее МЛА (9) в автономном режиме совершает посадку на заранее выбранный аэродром с использованием парашюта типа планирующая оболочка.

После завершения программы орбитального полета MOM (7) совершает посадку, причем перед входом в атмосферу осуществляют торможение и ориентацию MOM (7) для входа в атмосферу максимальным сечением на предельный угол атаки, примерно равном 90°, и последующий посадочный маневр и посадку, поддерживая за счет выработки топлива из герметичных емкостей MOM (7) минимальное отношение массы MOM (7) к площади его миделя. Затем на этапе посадки осуществляют посадочный маневр с заданной для посадки ориентацией MOM (7), далее осуществляют посадку MOM на посадочную площадку. Причем для уменьшения длины пробега MOM по посадочной площадке раскрывают тормозной парашют.

В этом заключается совокупность существенных признаков, обеспечивающая получение технического результата во всех случаях, на которые распространяется испрашиваемый объем правовой охраны. Заявителем не выявлены источники, содержащие информацию о технических решениях, идентичных настоящему изобретению, что позволяет сделать вывод о его соответствии критерию "новизна".

Непосредственный (первичный) технический эффект при использовании заявленной совокупности существенных признаков заявленного решения заключается в том, что в заявленном способе:

- подъем ВКС с помощью ТСНС-дирижабля на заданную высоту позволяет

уменьшить запас топлива, используемый для вывода ПН на заданную орбиту, и, соответственно, увеличить массу ПН, выводимой на орбиту;

- при предстартовом разгоне МТКС откачка рабочего тела-газа из герметичных емкостей ТСНС-дирижабля позволяет при отделении ВКС с большой массой от ТСНС-дирижабля избавиться от ставшей ненужной аэростатической подъемной силы и избежать взмывания вверх и дальнейшего разрыва внутренним давлением оболочек ТСНС-дирижабля;

- использование откаченного рабочего тела-газа из герметичных емкостей ТСНС-дирижабля в качестве топлива ДУ ТСНС-дирижабля при предстартовом разгоне МТКС позволяет уменьшить запас топлива на борту МТКС и увеличить массу выводимой ПН, а также позволяет получить дополнительный экономический эффект за счет снижения затрат на топливо;

- при разгоне с гиперзвуковой скоростью ВКС MOM с большими габаритами и объемом находиться в аэродинамической тени, образованной конструкцией МЛА, что позволяет значительно снизить аэродинамическое сопротивление ВКС в полете с гиперзвуковой скоростью и тем самым уменьшить нагрев конструкции ВКС, уменьшается масса необходимой теплозащиты, снижается потребность в запасе топлива для обеспечения полета ВКС с гиперзвуковой скоростью и увеличивается грузоподъемность ВКС;

- MOM после отделения от МЛА имеет гиперзвуковую начальную скорость, что позволяет уменьшить запас топлива, используемый для вывода MOM на заданную орбиту;

- выводят в космос и осуществляют спуск крупногабаритных, с большим объемом и массивных ПН;

- при автономном полете ВКС используют топливо из части герметичных емкостей MOM для питания ДУ МЛА, что позволяет избежать установки громоздких топливных баков на МЛА;

- на этапе спуска используют освободившиеся от топлива объемы в герметичных емкостях MOM для создания минимального отношения массы MOM к площади его миделя, что уменьшает нагрев конструкции при спуске и позволяет тем самым уменьшить массу теплозащиты и удельную массу MOM в целом;

- раздельное транспортирование МЛА и MOM на место их сборки в единую систему ВКС своим ходом или транспортным дирижаблем и доставка ТСНС на место сборки МТКС своим ходом позволяет решить задачу транспортировки крупногабаритных конструкций.

Claims (8)

1. Способ выведения полезной нагрузки в космос многоразовой транспортно-космической системой, включающий подъем многоразовой транспортно-космической системы с помощью транспортного средства - нулевой ступени в зону старта воздушно-космической системы, отделение от транспортного средства - нулевой ступени воздушно-космической системы, разгон воздушно-космической системы до заданной гиперзвуковой скорости на заданной высоте с помощью гиперзвукового многоразового летательного аппарата, отделение от многоразового летательного аппарата многоразового орбитального модуля с полезной нагрузкой, подачу топлива из герметичных емкостей многоразового орбитального модуля для питания двигательной установки многоразового орбитального модуля и запуск двигательной установки многоразового орбитального модуля, выведение многоразового орбитального модуля на заданную траекторию полета и доставку полезной нагрузки на заданную орбиту, орбитальный полет многоразового орбитального модуля, приземление транспортного средства - нулевой ступени, многоразового летательного аппарата и многоразового орбитального модуля на соответствующие места их посадки, причем перед входом в атмосферу осуществляют торможение и ориентацию многоразового орбитального модуля для входа в атмосферу максимальным сечением на предельном угле атаки, примерно равном 90°, и последующий посадочный маневр и посадку многоразового орбитального модуля, отличающийся тем, что корпус многоразового орбитального модуля изготавливают в виде жесткой тонкостенной оболочки с герметичными объемами, одну часть которых наддувают сжатым газом и перед стартом многоразовой транспортно-космической системы заполняют топливом, а другую часть этих герметичных объемов наддувают сжатым газом без заполнения их топливом, при этом создают суммарный внутренний объем в корпусе многоразового орбитального модуля, превышающий суммарный внутренний объем корпуса многоразового летательного аппарата, а среднюю удельную массу многоразового орбитального модуля создают меньше средней удельной массы многоразового летательного аппарата, многоразовый орбитальный модуль размещают в задней части гиперзвукового многоразового летательного аппарата и с помощью внешней поверхности корпуса многоразового летательного аппарата создают аэродинамическую тень для многоразового орбитального модуля при совместном полете многоразового летательного аппарата и многоразового орбитального модуля в составе воздушно-космической системы на гиперзвуковой скорости.

2. Способ выведения полезной нагрузки в космос многоразовой транспортно-космической системой, включающий подъем многоразовой транспортно-космической системы с помощью транспортного средства - нулевой ступени в зону старта воздушно-космической системы, отделение от транспортного средства - нулевой ступени воздушно-космической системы, разгон воздушно-космической системы до заданной гиперзвуковой скорости на заданной высоте с помощью гиперзвукового многоразового летательного аппарата, отделение от многоразового летательного аппарата многоразового орбитального модуля с полезной нагрузкой, подачу топлива из герметичных емкостей многоразового орбитального модуля для питания двигательной установки многоразового орбитального модуля и запуск двигательной установки многоразового орбитального модуля, выведение многоразового орбитального модуля на заданную траекторию полета и доставку полезной нагрузки на заданную орбиту, орбитальный полет многоразового орбитального модуля, приземление транспортного средства - нулевой ступени, многоразового летательного аппарата и многоразового орбитального модуля на места их посадки, причем перед входом в атмосферу осуществляют торможение и ориентацию многоразового орбитального модуля для входа в атмосферу максимальным сечением на предельном угле атаки, примерно равном 90°, и последующий посадочный маневр и посадку многоразового орбитального модуля, отличающийся тем, что корпус многоразового орбитального модуля изготавливают в виде жесткой тонкостенной оболочки с герметичными объемами, одну часть которых наддувают сжатым газом и перед стартом многоразовой транспортно-космической системы заполняют топливом, а другую часть этих герметичных объемов наддувают сжатым газом без заполнения их топливом, нижнюю поверхность многоразового орбитального модуля изготавливают с углублением в виде канала, с помощью указанного канала в совокупности с гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем двигательной установки многоразового летательного аппарата и нижней частью корпуса многоразового летательного аппарата создают внешнюю камеру сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя двигательной установки многоразового летательного аппарата, многоразового орбитального модуля размещают в задней части гиперзвукового многоразового летательного аппарата, состыковывают корпуса многоразового орбитального модуля и многоразового летательного аппарата, образовывая единую внешнюю поверхность воздушно-космической системы, оптимальную для полета на гиперзвуковых скоростях, при этом с помощью внешней поверхности корпуса многоразового летательного аппарата создают аэродинамическую тень для многоразового орбитального модуля при совместном полете многоразового летательного аппарата и многоразового орбитального модуля в составе воздушно-космической системы на гиперзвуковой скорости.

3. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что в качестве транспортного средства - нулевой ступени используют дирижабль.

4. Способ по п.3, отличающийся тем, что перед отделением воздушно-космической системы от дирижабля разгоняют многоразовую транспортно-космическую систему по заданной восходящей траектории полета с заданными углами атаки до заданной скорости, при этом рабочее тело - газ из герметичных емкостей, создающих аэростатическую подъемную силу дирижабля, откачивают по заданной программе с регулированием производительности и используют это откачиваемое рабочее тело-газ в качестве топлива для двигательной установки дирижабля, в заданной точке восходящей траектории полета выключают двигательную установку дирижабля и производят плавное отделение воздушно-космической системы от дирижабля.

5. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что до отделения многоразового орбитального модуля от многоразового летательного аппарата топливо для питания двигательной установки многоразового летательного аппарата и двигательной установки многоразового орбитального модуля подают по заданной программе с регулированием расхода топлива из части герметичных емкостей с топливом, установленных в составе многоразового летательного аппарата и многоразового орбитального модуля.

6. Способ по п.2, отличающийся тем, что на первом этапе автономного полета воздушно-космической системы после отделения воздушно-космической системы от транспортного средства - нулевой ступени осуществляют предварительный разгон воздушно-космической системы до заданной скорости с помощью твердотопливных ускорителей двигательной установки многоразового летательного аппарата, затем на втором этапе до выключения твердотопливных ускорителей двигательной установки многоразового летательного аппарата запускают гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель двигательной установки многоразового летательного аппарата и после выхода гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя двигательной установки многоразового летательного аппарата на расчетный режим выключают твердотопливные ускорители двигательной установки многоразового летательного аппарата, затем отделяют от воздушно-космической системы выработанные твердотопливные ускорители с дальнейшим приземлением твердотопливных ускорителей в заданном районе с помощью парашюта, далее разгоняют воздушно-космическую систему до заданной гиперзвуковой скорости, на третьем этапе выключают гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель двигательной установки многоразового летательного аппарата и могут отделять многоразовый орбитальный модуль от многоразового летательного аппарата.

7. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что корпусу многоразового орбитального модуля придают дискообразную форму.

8. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что после отделения от многоразового орбитального модуля осуществляют посадку многоразового летательного аппарата в автономном режиме с использованием парашюта типа планирующая оболочка.

Images