RU2503592C1 - Staroverov's spacecraft (versions) and/or algorithms of its operation - Google Patents
Staroverov's spacecraft (versions) and/or algorithms of its operation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2503592C1 RU2503592C1 RU2012142880/11A RU2012142880A RU2503592C1 RU 2503592 C1 RU2503592 C1 RU 2503592C1 RU 2012142880/11 A RU2012142880/11 A RU 2012142880/11A RU 2012142880 A RU2012142880 A RU 2012142880A RU 2503592 C1 RU2503592 C1 RU 2503592C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- spaceship
- wings
- stages
- wing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к многоразовым аэрокосмическим системам (далее «космолет»).The invention relates to reusable aerospace systems (hereinafter referred to as “spaceship”).
Известны подобные системы, см., например, «Битва за звезды», Первушин Антон, М., 2004, стр.203, или пат. № RU 2087389, состоящие, как правило, из двух ступеней - атмосферной (первой) и космической (второй). Их условно можно разделить на вертикально взлетающие и горизонтально взлетающие. И те и другие имеют свои преимущества и недостатки. Горизонтально взлетающие системы имеют те преимущества, что не требуют специального оборудования для старта, взлетают и приземляются на обычные аэродромы, не требуют мощных турбореактивных, двухконтурных или прямоточных воздушнореактивных двигателей (далее ТРД, ДТРД и ПВРД). Все известные горизонтально взлетающие системы были построены по параллельной схеме, которая имеет существенный недостаток - примерно вдвое повышенное аэродинамическое сопротивление на атмосферном участке полета из-за наличия в потоке двух параллельных фюзеляжей и интерференции между ними на сверхзвуковых скоростях.Such systems are known, see, for example, “The Battle for the Stars”, Anton Pervushin, M., 2004, p. 203, or US Pat. No. RU 2087389, consisting, as a rule, of two steps - atmospheric (first) and space (second). They can be conditionally divided into vertically soaring and horizontally soaring. Both of them have their advantages and disadvantages. Horizontally take-off systems have the advantages that they do not require special equipment for launch, take off and land on conventional aerodromes, and do not require powerful turbojet, double-circuit or ramjet engines (hereinafter referred to as turbojet engines, diesel engines and ramjet engines). All known horizontal take-off systems were built according to a parallel scheme, which has a significant drawback - approximately twice as high aerodynamic drag in the atmospheric portion of the flight due to the presence of two parallel fuselages in the stream and interference between them at supersonic speeds.
Вертикально взлетающие системы имеют другие преимущества: быстрое прохождение плотных слоев атмосферы с минимальным расходом топлива, малое время выхода на орбиту (это важно для военных аппаратов), отсутствие необходимости в аэродроме и, следовательно, возможность старта с высокой горы, или из акватории океана, или с острова вблизи экватора (этим надо непременно воспользоваться), меньшая площадь крыльев (для горизонтального взлета они не используются). А также возможность самостоятельной доставки к месту старта с вертикальной посадкой «хвостом вниз» на специальное устройство (см. ниже).Vertically take-off systems have other advantages: fast passage of dense atmospheric layers with minimal fuel consumption, short time to orbit (this is important for military vehicles), no need for an airfield and, therefore, the possibility of launching from a high mountain, or from the ocean, or from the island near the equator (this must certainly be used), a smaller wing area (they are not used for horizontal take-off). As well as the possibility of self-delivery to the launch site with a vertical tail-down landing on a special device (see below).
Однако применение горизонтально или вертикально взлетающего космолета продольной схемы с крыльями довольно затруднительно. Это объясняется тем, что в процессе полета топливо расходуется только из первой ступени космолета, и поэтому при применении последовательной схемы космолета, когда вторая ступень находится впереди и в миделе второй ступени, центровка нарушилась бы настолько, что аэродинамическое управление космолетом на атмосферном участке полета стало бы невозможным. Или, при другом расположении крыльев, стало бы невозможным управление первой и второй ступенью порознь на спускаемом участке траектории.However, the use of a horizontally or vertically take-off spaceship of a longitudinal pattern with wings is rather difficult. This is because during the flight the fuel is consumed only from the first stage of the spacecraft, and therefore, when applying the serial scheme of the spacecraft, when the second stage is in front and in the middle of the second stage, the alignment would be so disturbed that the aerodynamic control of the spacecraft in the atmospheric section of the flight would become impossible. Or, with a different arrangement of the wings, it would be impossible to control the first and second steps separately on the descent section of the trajectory.
Задача и технический результат изобретения - использование преимуществ аэрокосмической системы вертикального взлета продольной компоновки и устранение ее недостатков, то есть возможность управления всей системой на взлете, и управление порознь обеими ступенями при их посадке на землю. Конечный результат - больший процент выводимой на орбиту массы от стартовой массы всей системы.The objective and technical result of the invention is the use of the advantages of the aerospace vertical take-off system of the longitudinal layout and the elimination of its shortcomings, that is, the ability to control the entire system on take-off, and control separately both stages when they land on the ground. The end result is a larger percentage of the mass put into orbit of the starting mass of the entire system.
С изобретением мной ДТРД, который будет иметь тяговое отношение на форсаже около 1:40 (заявка №2011102733), и его гиперзвукового варианта (номер заявки пока не известен), а также системы управления самолетом разнотягой без аэродинамических рулей (заявка №2011104836) стало возможным и целесообразным создание такой системы. Осталось решить только один вопрос - обеспечение продольной остойчивости полета в атмосфере при значительном изменении центровки. Рассмотрим возможные варианты космолета.With my invention, the DTRD, which will have a traction relation on the afterburner at about 1:40 (application No. 2011102733), and its hypersonic version (application number is not yet known), as well as a multi-pull aircraft control system without aerodynamic rudders (application No. 2011104836) became possible and appropriate to create such a system. It remains to solve only one issue - ensuring longitudinal stability of flight in the atmosphere with a significant change in centering. Consider the possible spacecraft options.
ВАРИАНТ 1. Данный космолет содержит первую и вторую ступень, имеющие крылья, и имеет воздушнореактивные (ТРД, ДТРД, ПВРД) двигатели на первой ступени, причем первая и вторая ступени соединены последовательно, то есть фюзеляж второй ступени находится в миделе первой ступени. Как указывалось выше, это позволит минимизировать аэродинамическое сопротивление, позволит придать второй ступени гиперзвуковую скорость и позволит вывести ее на большую высоту прежде, чем произойдет разделение ступеней.OPTION 1. This spaceship contains the first and second stage, having wings, and has air-jet (TRD, DTRD, ramjet) engines in the first stage, with the first and second stages connected in series, that is, the fuselage of the second stage is in the middle of the first stage. As indicated above, this will minimize aerodynamic drag, allow hypersonic speed to be imparted to the second stage, and allow it to be brought to a higher altitude before the separation of the stages occurs.
А для обеспечения регулирования положения аэродинамического фокуса в соответствии с меняющейся центровкой можно применить обычные элевоны, только увеличенного размера. Космолет имеет на крыльях первой и/или второй ступеней элевоны, составляющие 30-60% от хорды крыла в данном сечении (обычно они не превышают 20%). То есть в максимальном случае - вплотную к лонжерону крыла. Следует принять меры, чтобы оставшаяся часть крыла имела достаточную прочность и жесткость.And to ensure the regulation of the position of the aerodynamic focus in accordance with the changing centering, you can use ordinary elevons, only oversized. The spaceship has elevons on the wings of the first and / or second stages, constituting 30-60% of the wing chord in this section (usually they do not exceed 20%). That is, in the maximum case - close to the wing spar. Care should be taken to ensure that the remaining wing has sufficient strength and rigidity.
Работает этот вариант так: при облегчении первой ступени вследствие выработки топлива элевоны на ней поднимаются вверх, уменьшая подъемную силу, и/или элевоны на второй ступени опускаются вниз, увеличивая подъемную силу.This option works as follows: when the first stage is lightened due to fuel production, the elevons on it rise up, decreasing the lifting force, and / or the elevons on the second stage descend, increasing the lifting force.
ВАРИАНТ 2. Отклонение элевонов ухудшает аэродинамическое качество крыла, поэтому для уменьшения подъемной силы крыла первой ступени можно менять его установочный угол. Для этого космолет имеет центроплан, вращающийся относительно поперечной оси космолета. То есть для уменьшения установочного угла центроплан поворачивается вниз (его передняя часть - все направления даны относительно условно сборочного горизонтального положения космолета кабиной вверх).
Для повышения жесткости конструкции крыло может иметь второй лонжерон или траверсу на главном лонжероне (единственном при однолонжеронной схеме крыла), которая закреплена на вспомогательном центроплане, имеющем возможность перемещаться по дуге в прорези фюзеляжа. Разумеется, фюзеляж в этом месте должен быть соответствующим образом усилен.To increase the rigidity of the structure, the wing can have a second spar or a traverse on the main spar (the only one with a one-wing wing diagram), which is mounted on an auxiliary center section that can move along an arc in the fuselage slot. Of course, the fuselage in this place should be accordingly strengthened.
Работает этот вариант так: по мере смещения центра масс центроплан поворачивается и установочный угол уменьшается.This option works as follows: as the center of mass moves, the center section rotates and the installation angle decreases.
ВАРИАНТ 3. Можно также уменьшить подъемную силу крыла первой ступени другим способом - космолет на первой ступени имеет крыло, внешние части консолей или целиком консоли которого отклоняются вверх относительно оси, параллельной продольной оси. То есть если отклоняются части консолей, то крыло становится таким, как у палубной авиации в сложенном состоянии - концы консолей подняты вертикально. А если отклоняется вся консоль крыла, то значительно увеличивается угол поперечного V, что при углах около 30-45 градусов резко снижает подъемную силу.
ВАРИАНТ 4. Однако более целесообразно не уменьшать подъемную силу крыла первой ступени, а сдвинуть крыло вперед вслед за меняющимся центром масс. Для этого крыло первой и/или второй ступени закреплено на центроплане, закрепленном с возможностью продольного перемещения в фюзеляже. Достаточно, если крыло будет подвижным только в первой ступени.OPTION 4. However, it is more advisable not to reduce the lifting force of the wing of the first stage, but to move the wing forward after the changing center of mass. For this, the wing of the first and / or second stage is fixed on the center wing, mounted with the possibility of longitudinal movement in the fuselage. It is enough if the wing will be mobile only in the first stage.
Осуществить это не так сложно, как кажется. Для этого крыло закреплено на центроплане, представляющем собой каретку, скользяще или на колесах (например, с ребордами) закрепленную в фюзеляже в направляющих (рельсового или швеллерообразного типа). Крепление каретки не должно допускать ее перекоса относительно продольной оси фюзеляжа. Такая каретка несущественно увеличит массу космолета, но является прочным и надежным креплением крыла.To implement this is not as difficult as it seems. For this, the wing is fixed on the center wing, which is a carriage, sliding or on wheels (for example, with flanges) fixed in the fuselage in the guides (rail or channel type). The carriage mount must not allow its skew relative to the longitudinal axis of the fuselage. Such a carriage will not significantly increase the mass of the spaceship, but it is a strong and reliable wing mount.
Этот вариант позволит несколько перераспределить площади крыльев при сохранении их общей площади, то есть позволит уменьшить площадь крыла второй ступени, масса которого входит в конечную выводимую массу. Это позволит выводить на орбиту бо'льшую полезную нагрузку, хотя и несколько увеличит посадочную скорость второй ступени (но это решаемая проблема - достаточно удлинить аэродром).This option will allow a few redistribution of the wing area while maintaining their total area, that is, it will reduce the area of the wing of the second stage, the mass of which is included in the final output mass. This will allow placing a larger payload into orbit, although it will slightly increase the landing speed of the second stage (but this is a solvable problem - it is enough to lengthen the airfield).
Работает этот вариант так: по мере смещения центра масс космолета вперед, крыло первой или обеих ступеней гидроцилиндрами сдвигается вперед. Перед расцеплением гидрожидкость из цилиндров быстро стравливается, и крылья под действием набегающего потока воздуха быстро становятся на место. Это необходимо, чтобы обе ступени порознь имели продольную устойчивость.This option works like this: as the spacecraft’s center of mass moves forward, the wing of the first or both stages moves forward with the hydraulic cylinders. Before disengaging, the hydraulic fluid from the cylinders is quickly bleed, and the wings quickly fall into place under the influence of the oncoming air flow. It is necessary that both steps separately have longitudinal stability.
Чтобы безошибочно синхронизировать постановку крыла в заднее положение и отделение второй ступени, космолет может иметь блокировку, которая не допускает отделения ступени при нахождении крыла не в заднем положении и автоматически разделяет ступени при возврате крыла в заднее положение. Если на крыльях будут иметься двигатели, то для быстрого смещения крыла назад следует резко отключить эти двигатели.In order to accurately synchronize the positioning of the wing in the rear position and the separation of the second stage, the spaceship can have a lock that prevents the steps from being separated when the wing is not in the rear position and automatically separates the steps when the wing is returned to the rear position. If there will be engines on the wings, then to quickly move the wing backwards, these engines should be turned off sharply.
Можно также применить на первой ступени крыло изменяемой стреловидности. Но так как центр масс при выработке топлива смещается вперед, то стреловидность должна быть обратной, что значительно усложняет задачу (консоли должны иметь повышенную прочность и жесткость).You can also apply at the first stage a variable sweep wing. But since the center of mass shifts forward during fuel production, the sweep should be the opposite, which greatly complicates the task (the console must have increased strength and rigidity).
ВАРИАНТ 5. Но может быть удастся вообще обойтись без какого-либо изменения аэродинамики. Смещение центра масс вперед приводит к появлению пикирующего момента по тангажу, и если компенсировать этот момент хотя бы частично, в пределах регулировочных возможностей ПГО и элевонов, то можно обойтись без вышеизложенных вариантов 1-4. Для этого космолет имеет на первой ступени прямоточные воздушнореактивные двигатели (ПВРД), которые установлены ниже (относительно условно сборочного положения космолета) центра масс. Они создают по тангажу кабрирующий момент, который полностью или частично будет компенсировать пикирующий момент от смещения центра масс.
Причем, эта компенсация будет иметь свойство некоторого саморегулирования: по мере полета и расхода топлива будет все больше смещаться центр масс, но одновременно будет увеличиваться скорость, с ростом которой, как известно, увеличивается тяга прямоточного двигателя. Жаль только, что при этом с ростом высоты будет уменьшаться плотность воздуха, с уменьшением которой тяга прямоточного двигателя падает.Moreover, this compensation will have the property of some self-regulation: as the flight and fuel consumption, the center of mass will shift more and more, but at the same time the speed will increase, with the increase of which, as you know, the thrust of the ram engine will increase. It is only a pity that in this case, with increasing height, the air density will decrease, with a decrease in which the thrust of the ramjet engine decreases.
ВАРИАНТ 6. На всех существующих аэрокосмических системах использовались треугольные крылья большого удлинения с элевонами. Но управление с помощью элевонов недостаточно эффективно в режиме посадки (например, на «Буране» имеется дополнительный балансировочный щиток) и отрицательно сказывается на подъемной силе крыла. То есть желательно применить отдельные рули высоты, например, ПГО (переднее горизонтальное оперение), желательно цельноповоротное. При этом ПГО первой ступени оказывается при полностью заправленной и при полностью пустой первой ступени по разные стороны от центра масс. Можно было бы просто зафиксировать это ПГО в оптимальном положении, но при этом ухудшится управление по тангажу. Поэтому в данном варианте космолета на первой и второй ступенях имеется переднее горизонтальное оперение, причем оперение первой ступени работает как «утка», когда центр масс находится позади него, как заднее, когда центр масс становится впереди него, и занимает положение с оптимальным углом атаки, когда центр масс совпадает с ним.
Следует отметить, что подобная аэродинамическая система работоспособна только при применении управления «Регрессивная флюгерная утка» по пат. № RU 2410286, желательно, в электродистанционном варианте.It should be noted that such an aerodynamic system is operational only when applying the "Regressive weathervane duck" control according to US Pat. No. RU 2410286, preferably in the electrical variant.
ВАРИАНТ 7. В этом варианте космолета также на первой и второй ступенях имеется переднее горизонтальное оперение. Это оперение обеспечивает обеим ступеням хорошую маневренность по тангажу и большую подъемную силу в режиме посадки. Однако управление всей системой, которая в аэродинамическом смысле является неравновеликим тандемом, вполне эффективно и без ПГО первой и второй ступеней, которые в этом режиме являются балластом. Управление тандемом, как известно, достаточно эффективно осуществляется перераспределением подъемной силы между передним и задним крыльями с помощью элевонов, которые теперь правильнее назвать закрылками или флаперонами. Чтобы можно было полезно использовать ПГО обеих ступеней и в этом режиме, все четыре горизонтальных аэродинамических поверхности (относительно условного сборочного положения космолета, то есть два крыла и два ПГО) имеют положительный угол атаки и создают подъемную силу. Это позволит достичь большего потолка и позволит второй ступени вывести больший груз в околоземное пространство.
ВАРИАНТ 8. Для посадки крылатых ступеней аэрокосмических систем обычно используется колесное или лыжное шасси. Однако наличие шасси увеличивает вес и стоимость и уменьшает надежность и прочность любого летательного аппарата. Вертикально взлетающему космолету шасси на первой ступени не нужно, а для посадки, в частности промежуточной, первая и/или вторая ступень данного космолета имеет в передней части фюзеляжа убирающийся или неубирающийся крюк для вертикальной посадки ступени или всего космолета методом «хвостом вниз» на цепь или трос. Ввиду малого размера крюка его лучше сделать неубирающимся, придав ему форму пилона.
Этот вариант имеет особо важное значение. И важность его не только в том, что экономится масса шасси и механизмов его выпуска, облегчается фюзеляж, повышается его прочность и жесткость. А самое главное в том, что космолет с таким крюком и соответствующей системой управления может в экономичном режиме самостоятельно долететь от места изготовления до места старта и совершить там посадку, причем ему не потребуется аэродром и вообще любые подъездные пути. Место старта может располагаться на высокой неприступной горе, на острове в океане вблизи экватора, а еще лучше - на высокой горе вблизи экватора (идеальное место с высотой 6272 м имеется в Эквадоре). На месте старта должны быть лишь две прочных мачты с висящей между ними цепью (см. патент № RU 2335437) или с двумя цепями (для крюков первой и второй ступеней) и три бака: с авиационным керосином, с ракетным горючим (им может быть тот же керосин) и с ракетным окислителем. Если горючее и окислитель криогенные, то они могут быть заранее доставлены туда вертолетами, потребуется лишь небольшая установка по их охлаждению. Следует отметить, что лететь космолет должен с полностью заправленными баками, чтобы иметь правильную центровку. Прилетев, космолет повисает на цепи, дозаправляется, причем, возможно, даже не выключая двигатели, и стартует в космос. Если выводимая нагрузка небольшая, можно стартовать с места изготовления.This option is especially important. And its importance is not only that it saves the mass of the chassis and mechanisms for its release, facilitates the fuselage, increases its strength and stiffness. And the most important thing is that a spaceship with such a hook and an appropriate control system can independently fly from the place of manufacture to the launch site in an economical mode and land there, and it does not need an airfield and generally any access roads. The launch site can be located on a high impregnable mountain, on an island in the ocean near the equator, and even better - on a high mountain near the equator (an ideal place with a height of 6272 m is in Ecuador). At the start site there should be only two strong masts with a chain hanging between them (see patent No. RU 2335437) or with two chains (for hooks of the first and second stages) and three tanks: with aviation kerosene, with rocket fuel (it can be one kerosene) and with a rocket oxidizer. If the fuel and oxidizing agent are cryogenic, then they can be delivered there in advance by helicopters; only a small installation for their cooling will be required. It should be noted that the spaceship must fly with the tanks fully filled in order to have the correct alignment. Arriving, the spaceship hangs on a chain, refueling, and, possibly, without even turning off the engines, and starts into space. If the output load is small, you can start from the place of manufacture.
Для посадки всего космолета потребуется две цепи, расположенные по высоте на таком же расстоянии, как и крюки на космолете. Причем цепи желательно подпружинить, чтобы в нужной пропорции распределить нагрузку на первую и вторую ступень (на первую, конечно, больше). Подпружинить можно в прямом смысле, расположив между цепью и мачтой две мощных пружины растяжения, а можно применить намотку на барабаны, к которым приложен крутящий момент, например, от пневмодвигателя. Цепи или тросы для первой и второй ступени могут быть разной толщины.To land the entire spaceship, you will need two chains located in height at the same distance as the hooks on the spaceship. Moreover, it is advisable to spring the chains, in order to distribute the load in the right proportion to the first and second stage (to the first, of course, more). You can spring up in the literal sense by placing two powerful tension springs between the chain and the mast, or you can apply winding to the drums to which torque is applied, for example, from an air motor. Chains or cables for the first and second stage can be of different thicknesses.
Работает седьмой вариант так: первая ступень в горизонтальном полете подлетает к посадочному устройству с поперечно висящим цепью или тросом, делает кабрирование и, удерживая ступень хвостом вниз с помощью тяги двигателей, подводит крюк к цепи или тросу и повисает на нем. Вторая ступень садится на колесное или на лыжное шасси.The seventh option works as follows: the first step in horizontal flight flies up to the landing gear with a cross-hanging chain or cable, makes a cabrio and, holding the step tail down with the help of the engine traction, brings the hook to the chain or cable and hangs on it. The second step sits on a wheeled or ski chassis.
Возможен и взлет космолета с тележки, что также позволяет отказаться от шасси на первой ступени. Но при достаточной тяговооруженности целесообразен вертикальный взлет.A spaceship can also take off from the trolley, which also allows you to abandon the chassis in the first stage. But with sufficient thrust to weight ratio, vertical take-off is advisable.
ВАРИАНТ 9. Все существующие или проектировавшиеся аэрокосмические аппараты имели люк для полезной нагрузки в верхней части фюзеляжа. Это объясняется тем, что там он не подвержен перегреву при посадке. Но на нижней поверхности аппарата все равно имеются три люка для колесного шасси. И общее количество люков можно уменьшить. Для этого космоплан имеет грузовой люк на нижней поверхности фюзеляжа второй ступени (относительно условно сборочного положения, то есть положения второй ступени при посадке), который одновременно служит для выпуска-уборки шасси. Но это не единственное преимущество такого решения - если створки люка сделать раскрывающимися на угол около 180 градусов (150-210), то раскрывшиеся створки служат дополнительными аэродинамическими поверхностями, уменьшающими посадочную скорость.
ВАРИАНТ 10. Однако вариант 9 - это не единственная возможность использовать грузовой люк по принципу «два в одном». Данный вариант космолета имеет грузовой люк на верхней части фюзеляжа второй ступени, причем люк имеет четыре продольные створки (по две соосных слева и справа), передние две из которых открываются на угол до +-80 градусов к горизонтали (оптимально - горизонтально) и служат дополнительными несущими аэродинамическими поверхностями, а задние две открываются на угол до +-80 градусов к вертикали (оптимально - вертикально), имеют на задней части створок отклоняемые поверхности и служат килями и/или задними рулями высоты (при отклонении на угол около 45 градусов в разные стороны две створки становятся похожи на V-образное хвостовое оперение, а их поворотные поверхности становятся «рулями»). Это позволит отказаться от киля на второй ступени и позволит уменьшить массу и аэродинамическое сопротивление космолета.
Но это решение даже не «два в одном», а «три в одном», так как отсутствие киля на второй ступени позволяет отказаться от киля на всем космолете, то есть на первой ступени. Если бы киль был только на второй ступени, космолет не имел бы устойчивости по направлению, и полет был бы невозможен. Кстати, эксперименты с летающими малоразмерными самолетами (авиамоделями) показали, что летательный аппарат типа самолета может устойчиво летать вообще без киля. Управление по направлению при этом производится креном аппарата, особенно, если это автоматическое управление по гироскопам.But this decision is not even “two in one”, but “three in one”, since the absence of a keel in the second stage allows you to abandon the keel in the entire spaceship, that is, in the first stage. If the keel were only in the second stage, the spaceship would not have stability in direction, and flight would be impossible. By the way, experiments with flying small-sized planes (aircraft models) showed that an aircraft such as an airplane can stably fly without a keel at all. In this case, direction control is performed by the roll of the device, especially if it is automatic control by gyroscopes.
Как хорошо знают авиаконструкторы, любой выигрыш тянет за собой целую цепь последствий: отсутствие киля на второй ступени уже потянуло за собой отсутствие киля на первой ступени, что в сумме уменьшает аэродинамическое сопротивление и массу космолета на режиме взлета, то есть к моменту разделения на ступени космолет наберет бо'льшие высоту и скорость и выведет на орбиту бо'льшую полезную нагрузку. Выигрыш превысит массу «сэкономленного» киля в 4-5 раз.As aircraft designers are well aware, any gain carries a whole chain of consequences: the absence of a keel in the second stage has already led to the absence of a keel in the first stage, which in total reduces aerodynamic drag and the mass of the spaceship in take-off mode, that is, by the time the spaceship is divided into stages will gain greater altitude and speed and put into orbit a larger payload. The gain will exceed the mass of the "saved" keel by 4-5 times.
Более того, управляя углом открытия передних створок, можно осуществлять смещение аэродинамического фокуса второй ступени в посадочном режиме в зависимости от центровки, то есть в зависимости от того, возвращается ступень пустая или со спутником внутри. Это еще один технический результат данного способа.Moreover, by controlling the opening angle of the front flaps, it is possible to shift the aerodynamic focus of the second stage in the landing mode depending on the centering, that is, depending on whether the stage returns empty or with a satellite inside. This is another technical result of this method.
При небольшом теплозащитном покрытии передних створок, например пирографитом, модифицированным нейтронным облучением, можно совместно с ПГО и элевонами использовать их на «горячем» участке посадки для управления по тангажу (балансировочный щиток, имевшийся на «Буране», становится не нужен). А при отклонении их порознь - и для управления по крену.With a small heat-protective coating of the front flaps, for example, pyrographite modified by neutron irradiation, it is possible to use them together with the PGO and elevons in the “hot” landing area for pitch control (the balancing shield available on the Buran is no longer needed). And if they are rejected separately - and for roll control.
Для улучшения обтекаемости передние кромки передних створок желательно заострить по дуге изнутри (как носок крыла), а задние кромки - по прямой линии, с которой будет сопрягаться заострение передней кромки задней створки снаружи. Задняя кромка задних створок должна быть заострена по дуге изнутри.To improve streamlining, it is advisable to sharpen the front edges of the front flaps in an arc from the inside (like a wing toe), and the trailing edges in a straight line, from which the sharpening of the front edge of the rear flap will be mated from the outside. The trailing edge of the rear wings should be pointed in an arc from the inside.
Отклонение задней части задних створок не вызывает никаких технических трудностей, если створки плоские. Но если они дугообразные в поперечном сечении, то возможны следующие варианты.Deviation of the rear of the rear flaps does not cause any technical difficulties if the flaps are flat. But if they are arched in cross section, then the following options are possible.
Вариант 10-а. Задняя часть задних створок состоит из нескольких продольных поверхностей, которые поочередно (как рыбья чешуя) или в шахматном порядке заходят одна на другую и отклоняются синхронно.Option 10-a. The rear part of the rear cusps consists of several longitudinal surfaces, which alternately (like fish scales) or in a checkerboard pattern come on one another and deviate synchronously.
Работает устройство так: при отклонении внутрь или наружу дуги створок несколько продольных поверхностей сближаются или отдаляются, и перехлест обшивки при этом не позволяет появляться зазорам.The device works as follows: when deflecting inward or outward of the arc of the wings, several longitudinal surfaces approach or move away, and the overlap of the skin does not allow gaps to appear.
Вариант 10-б. Задняя часть задних створок отклоняется влево и вправо относительно разных осей вращения, которые образуют три или более плоских шарнира, расположенные на штоках своих гидроцилиндров или электоталрепов (резьбовая штанга переменной длины с электроприводом), причем как минимум два гидроцилиндра или электроталрепа с одной стороны закреплены на створке жестко, и шарниры на их штоках образуют ось вращения, перемещающуюся продольно, а один или более гидроцилиндров или электоталрепов с другой стороны створки закреплены шарнирно, и шарнир/шарниры на их штоках образуют ось вращения, перемещающуюся продольно и поперечно.Option 10-b. The rear part of the rear cusps deviates left and right with respect to different rotation axes, which form three or more flat hinges located on the rods of their hydraulic cylinders or electric hoists (threaded rod of variable length with electric drive), and at least two hydraulic cylinders or electric hoists are fixed on one side of the leaf rigidly, and the hinges on their rods form a axis of rotation moving longitudinally, and one or more hydraulic cylinders or electric hoists on the other side of the sash are hinged, and the hinge / ball nirs on their rods form the axis of rotation, moving longitudinally and transversely.
Работает устройство так: при отклонении таких «рулей» наружу дуги работают только внутренние гидроцилиндры или электроталрепы, а наружные находятся в полностью втянутом положении. При отклонении «рулей» внутрь дуги - наоборот.The device works as follows: when such “rudders” are deflected outside the arc, only internal hydraulic cylinders or electric hoists operate, while the external ones are in a fully retracted position. When the “rudders” are deflected into the arc, the opposite is true.
Вариант 10-в. Возможен другой принцип действия таких «рулей»: задняя часть задних створок состоит из нескольких продольных поверхностей, которые имеют возможность поворачиваться относительно осей, проходящих или параллельных хорде дуги створки, причем боковые поверхности всех упомянутых поверхностей перпендикулярны хорде дуги створки.Option 10-in. Another principle of operation of such “rudders” is possible: the rear part of the rear cusps consists of several longitudinal surfaces, which have the ability to rotate relative to the axes extending or parallel to the chord of the cusp arc, and the lateral surfaces of all the mentioned surfaces are perpendicular to the chord of the cusp arch.
Работает устройство так: так как отдельные продольные поверхности задних частей задних створок перемещаются параллельно, и их боковые поверхности параллельны, то их поворотам ничто не мешает.The device works as follows: since the individual longitudinal surfaces of the rear parts of the rear flaps move in parallel and their side surfaces are parallel, nothing prevents them from turning.
Вариант 10-г. Однако вполне достаточной эффективности таких килей можно добиться, отклоняя только один из них. То есть задняя часть левой задней створки отклоняется только влево, а задняя часть правой задней створки отклоняется только вправо, причем относительно оси вращения, выходящей за пределы обшивки створки (то есть на выносных пилонах) или не выходящей за ее пределы (как дверца у автомобиля). Для экспертизы - в обоих сочетаниях альтернативных признаков с другими обеспечивается один и тот же технический результат - возможность открытия задней части задней створки в одну сторону.Option 10-g. However, quite sufficient effectiveness of such keels can be achieved by rejecting only one of them. That is, the rear part of the left rear leaf is deflected only to the left, and the rear part of the right rear leaf is deflected only to the right, and relative to the axis of rotation that extends beyond the casing of the sash (i.e., on external pylons) or does not go beyond it (like a car door) . For examination - in both combinations of alternative features with others, the same technical result is provided - the possibility of opening the rear of the rear wing in one direction.
Работает устройство так: при необходимости поворота аппарата вправо отклоняется наружу (то есть наружу дуги створок) только правая створка, и наоборот. Так как отклонению наружу дуги в этом случае ничто не мешает, то поворот возможен.The device works like this: if you need to turn the device to the right, only the right wing is deflected outward (that is, outward of the arc of the wings), and vice versa. Since in this case, nothing interferes with the outward deflection of the arc, rotation is possible.
ВАРИАНТ 11. Если по каким-то причинам варианты 8 или 9 окажутся неприемлемыми (они взаимоисключающие), то следует хотя бы сделать киль/кили второй ступени убирающимися. Как сказано выше, это позволит отказаться от киля на первой ступени и сэкономить на массе и аэродинамическом сопротивлении всего космолета.
Управление космопланом в режиме взлета и первой ступенью в режиме посадки должно осуществляться с помощью изобретения «Управление разнотягой», заявка №2011104836, которое создано специально для отказа от киля, стабилизаторов и рулей высоты, а также для управления в режиме висения «хвостом вниз».The control of the spaceplane in take-off mode and the first stage in the landing mode should be carried out with the help of the invention "Control of different haulage", application No. 2011104836, which was created specifically for the rejection of the keel, stabilizers and elevators, as well as for control in hover mode "tail down".
ВАРИАНТ 12. Вторая ступень космолета должна иметь сравнительно большой запас ракетного топлива, поэтому, чтобы ее центровка с полными баками, с пустыми баками, с полезной нагрузкой и без нее (при спуске) была в заданных пределах, вторая ступень имеет два отсека для топлива, расположенные по обе стороны от грузового отсека.
ВАРИАНТ 13. Для уменьшения массы баков для ракетного топлива, а значит для уменьшения конечной выводимой массы, вторая ступень после разделения с первой может сначала разгоняться твердотопливным ракетным двигателем (ускорителем), расположенным между первой и второй ступенью. То есть космолет имеет между первой и второй ступенями ракетный ускоритель и становится практически трехступенчатым, что, как известно, повышает % выводимой массы.
С помощью твердотопливного двигателя можно регулировать конечный импульс космолета в зависимости от полезной нагрузки. То есть - применять его для вывода особо тяжелой нагрузки. Хотя стоимость такого ускорителя будет невелика, и он может являться одноразовой составной частью основного комплекса космолета. Отделяться от второй ступени он будет уже в безвоздушном пространстве и, скорее всего, будет сгорать в атмосфере при спуске.Using a solid-fuel engine, the final impulse of the spacecraft can be adjusted depending on the payload. That is, to use it to output a particularly heavy load. Although the cost of such an accelerator will be small, and it can be a one-time component of the main spacecraft complex. It will be separated from the second stage already in airless space and, most likely, it will burn out in the atmosphere during the descent.
При этом особенно будет полезен вариант 4 - продольно сдвигающееся крыло, так как наличие твердотопливного двигателя может нарушить центровку космолета. А может и не нарушить, если заранее позаботиться о том, чтобы центр масс двухступенчатого космолета находился в районе стыка ступеней. Но центровку отдельно второй ступени он обязательно нарушит, поэтому надо предусмотреть на нем крыло и кили такой площади, чтобы полет второй ступени с твердотопливным ускорителем был бы продольно и поперечно устойчив.In this case, option 4, a longitudinally shifting wing, will be especially useful, since the presence of a solid-fuel engine can disrupt the alignment of the spacecraft. Or it may not be broken if you make sure that the center of mass of the two-stage spaceship is in the area of the junction of the steps. But he will certainly violate the centering of the second stage separately, therefore, it is necessary to provide for it with a wing and keels of such an area that the flight of the second stage with a solid fuel accelerator would be longitudinally and laterally stable.
В этом случае следует модифицировать вариант 7, а именно все пять горизонтальных (относительно условно сборочного положения космолета, или, что то же самое, относительно положения второй ступени при горизонтальной посадке на землю) аэродинамических поверхности имеют положительный угол атаки и создают подъемную силу.In this case,
Применение ускорителя имеет второй положительный эффект: так как после окончания его работы вторая ступень с математической точки зрения, когда масса Земли принимается точечной, выходит на орбиту, то дальнейший разгон можно осуществлять сравнительно медленно. Главное - успеть набрать скорость 7,9 км/с до входа в атмосферу. Допустим, осталось набрать 2 км/с за 15 минут, то есть с ускорением 2,2 м/с*с. Это означает, что двигатель второй ступени может быть довольно маленьким и легким, что уменьшает выводимую массу конструкции и увеличивает полезную нагрузку.The use of the accelerator has a second positive effect: since after the end of its work, the second stage from the mathematical point of view, when the Earth’s mass is taken as a point mass, goes into orbit, further acceleration can be carried out relatively slowly. The main thing is to have time to pick up speed of 7.9 km / s before entering the atmosphere. Let's say it remains to dial 2 km / s in 15 minutes, that is, with an acceleration of 2.2 m / s * s. This means that the second-stage engine can be quite small and light, which reduces the output mass of the structure and increases the payload.
ВАРИАНТ 14. Двигатель второй ступени и двигатель ускорителя, если он есть, будут включаться на большой высоте и работать практически в вакууме, и поэтому могут иметь выходной диаметр сопла, равный диаметру фюзеляжа (если он круглый). И нос второй ступени, а также носовая часть ускорителя могут входить во впереди расположенное сопло без больших зазоров. Жесткость соединения при этом может обеспечиваться соединительными Х-образно расположенными (в поперечном сечении фюзеляжа) наружными сбрасываемыми лонжеронами.
Носовая часть ускорителя при этом может быть специально выполнена такой, чтобы повторять с зазором форму сопла двигателя второй ступени. Или наоборот - при достаточной прочности сопла - без зазоров, но с эластичной пористой прокладкой, приклеенной к соплу (при включении двигателя она сгорает). Из чего следует, что на второй ступени должен быть только один основной двигатель, расположенный по продольной оси фюзеляжа, и ракетный ускоритель тоже должен иметь такое сопло.The nose of the accelerator can be specially made in such a way as to repeat with a gap the shape of the nozzle of the engine of the second stage. Or vice versa - with sufficient nozzle strength - without gaps, but with an elastic porous gasket glued to the nozzle (it burns down when the engine is turned on). From which it follows that in the second stage there should be only one main engine located along the longitudinal axis of the fuselage, and the rocket accelerator should also have such a nozzle.
Тем не менее, между первой и второй ступенью, а также между ними и ракетным ускорителем могут потребоваться одноразовые сбрасываемые обтекатели. Причем, если обтекатели будут достаточно прочными, они могут выполнять и функцию соединительных лонжеронов.However, between the first and second stages, as well as between them and the rocket accelerator, disposable discarded fairings may be required. Moreover, if the fairings are strong enough, they can also perform the function of connecting spars.
На прилагаемых фиг.1, 2, 3 показан трехступенчатый космолет в самой полной комплектации (на фиг.1 - в условно сборочном горизонтальном положении), состоящий из первой ступени 1, второй ступени 2 и ракетного ускорителя 3 между ними. Между ступенями и ускорителем имеются сбрасываемые обтекатели 4,5 и наружные лонжероны 6.In the attached figures 1, 2, 3, a three-stage spaceship is shown in the most complete configuration (in figure 1 - in a conditionally assembled horizontal position), consisting of a first stage 1, a
Первая ступень имеет крыло продольно изменяемого положения 7, ПГО 8, посадочный крюк-пилон 9, семь двухконтурных турбореактивных двигателей 10 и два прямоточных двигателя 11. Все двигатели расположены на пилонах за пределами пограничного слоя, при этом их пилоны и мотогондолы выполняют роль стабилизаторов, а если на пилонах сзади сделать отклоняемые поверхности, то и роль рулей. Вторая ступень имеет треугольное неподвижное крыло 12, ПГО 13, посадочный крюк для промежуточной посадки 14, а также расположенный внутри ступени жидкостный или твердотопливный ракетный двигатель (не показан) и шасси (показано на фиг.4). При этом нос первой ступени входит в реактивное сопло ракетного двигателя ускорителя, а нос ускорителя входит в сопло второй ступени.The first stage has a wing of longitudinally
Ракетный ускоритель 3 имеет крылья 15 и кили 16.The
На фиг.4 показана вторая ступень вид спереди. Одновременно показаны девятый и десятый варианты, то есть створки нижнего грузового люка 17, служащие для выпуска шасси 18 и для создания подъемной силы, и створки верхнего грузового люка - передние створки 19, служащие для создания дополнительной подъемной силы и управления по крену и тангажу, и задние створки 20, служащие килями и рулями направления.Figure 4 shows the second stage front view. At the same time, the ninth and tenth variants are shown, that is, the sash of the
Работает система так: с помощью семи ДТРД 10 первой ступени 1 космолет взлетает со специального приспособления. Крыло 7 при этом находится в заднем положении (все направления даны относительно направления полета). Все пять аэродинамических поверхностей 7, 8, 12, 13, 15 имеют положительный угол атаки и создают в наклонной части траектории подъемную силу. Управляется система по тангажу путем перераспределения подъемной силы, в основном, на ПГО второй ступени 13 и на крыле 7 первой ступени (они максимально разнесены по длине системы), а также системой управления разнотягой двигателей. По крену управляется элевонами, «ножницами» ПГО или интерцепторами. По мере расходования топлива из первой ступени и увеличения высоты и скорости полета крыло 7 переводится во все более переднее положение, достигая максимально переднего положения на расчетной высоте и скорости. Достигнув потолка, крыло 7 быстро переводится в заднее положение, наружные соединительные лонжероны 6 отстреливаются, и первая ступень отделяется.The system works like this: with the help of seven DTRD 10 of the first stage, 1 spaceship takes off from a special device. The
Первая ступень будет иметь достаточно тупую переднюю оконечность (острая ей не нужна), и поэтому быстро тормозится до дозвуковой скорости. Четыре двигателя из шести глушатся, а на трех двигателях, работающих на малых оборотах (на фиг.3 они заштрихованы), первая ступень следует к посадочному устройству. Или планирует с выключенными двигателями. В районе посадки первая ступень совершает кабрирование, удерживая ступень хвостом вниз с помощью тяги трех или всех турбореактивных двигателей, подводит крюк к цепи или тросу и повисает на нем.The first step will have a rather blunt front end (it does not need a sharp one), and therefore it will quickly slow down to subsonic speed. Four of the six engines are muffled, and on three engines operating at low speeds (they are shaded in FIG. 3), the first stage follows to the landing gear. Or plans with the engines off. In the landing area, the first stage carries out a cabrio, holding the stage with its tail down using the thrust of three or all turbojet engines, brings the hook to the chain or cable and hangs on it.
После отделения первой ступени начинает работать ускоритель 3. Обтекатель 4 некоторое время остается на нем, но после увода первой ступени в сторону, сбрасывается. Окончив работу, наружные лонжероны отстреливаются и ускоритель отделяется.After separation of the first stage, the
Вторая ступень 2 включает ракетный двигатель и выходит в безвоздушное пространство. Сброс обтекателя 5 производится примерно так же, как и обтекателя 4, но чуть раньше (сброс его вместе с ускорителем опасен из-за потери ускорителем устойчивого полета и возможности соударения его с соплом двигателя второй ступени).The
Выполнив программу, вторая ступень тормозится в атмосфере и совершает посадку на аэродром. Вторая ступень может совершить поперечный маневр с использованием атмосферы, чтобы учесть встречный, попутный или боковой ветер в районе аэродрома.After completing the program, the second stage is inhibited in the atmosphere and lands on the airfield. The second stage can make a transverse maneuver using the atmosphere to take into account the headwind, tailwind or crosswind in the area of the airfield.
АЛГОРИТМ РАБОТЫ КОСМОЛЕТА. Если бы не было атмосферы, то выход любого аппарата на орбиту Земли целесообразно было осуществлять только разгоном по горизонтали (например, по проложенной по экватору железной дороге). Поэтому при преодолении плотных слоев атмосферы вступают в противоречие две тенденции - разгоняться только по горизонтали и как можно скорее выйти из плотных слоев атмосферы, затратив на это как можно меньше топлива. С учетом этого алгоритм работы космолета отличается от алгоритма и траектории ракеты и может выглядеть так:COSMETIC WORK ALGORITHM. If there wasn’t an atmosphere, it would be advisable to launch any device into the Earth’s orbit only by accelerating horizontally (for example, along the railway laid along the equator). Therefore, when overcoming the dense layers of the atmosphere, two tendencies conflict - to accelerate only horizontally and to get out of the dense layers of the atmosphere as soon as possible, spending as little fuel as possible. With this in mind, the algorithm of the spacecraft is different from the algorithm and the trajectory of the rocket and may look like this:
1. Вертикальный старт с форсажем турбореактивных двигателей.1. Vertical start with afterburner of turbojet engines.
2. Разгон под углом 5-20 (оптимально около 10) градусов к вертикали до скорости, на которой становятся эффективными крылья (примерно 100 м/с).2. Acceleration at an angle of 5-20 (optimally about 10) degrees to the vertical to the speed at which the wings become effective (about 100 m / s).
3. Плавный поворот на траекторию под углом 30-60 (оптимально 45) градусов к вертикали и подъем до высоты, на которой тяговооруженность уменьшится до 1-1,3 (из-за уменьшения плотности воздуха).3. A smooth turn on the trajectory at an angle of 30-60 (optimally 45) degrees to the vertical and rise to a height at which the thrust-weight ratio will decrease to 1-1.3 (due to a decrease in air density).
4. На скорости эффективной работы прямоточных двигателей - включение их (ориентировочно 2М).4. At the speed of efficient operation of direct-flow engines - their inclusion (approximately 2M).
5. По мере уменьшения тяги постепенный переход на траекторию под углом 70-89 (оптимально 80) градусов к вертикали и набор высоты до 80-99% (оптимально 90%) потолка, соответствующего этому режиму.5. As the draft decreases, a gradual transition to the trajectory at an angle of 70-89 (optimally 80) degrees to the vertical and climb to 80-99% (optimally 90%) of the ceiling corresponding to this mode.
6. Включение режима форсажа путем впрыска в форсажную камеру ДТРД и камеру сгорания ПВРД окислителя и соответствующего дополнительного количества топлива.6. The inclusion of the afterburner mode by injection into the afterburner DTRD and combustion chamber ramjet oxidizer and the corresponding additional amount of fuel.
Этот способ форсажа путем подачи дополнительного к кислороду воздуха окислителя известен, однако он не имеет краткого названия. Предлагаю называть его «экстрафорсаж» от греческого «экстра», то есть «дополнительно». Не следует считать, что это всего лишь параллельная работа воздушнореактивного и ракетного двигателей. Как известно из закона сохранения импульса, для создания наибольшей тяги при той же затрате энергии выгодно отбрасывать как можно большее количество рабочего тела с как можно меньшей скоростью. В экстрафорсаже дополнительное тепло идет не только на нагрев самого топлива и окислителя, как в ракетном двигателе, но и на нагрев поступающего в двигатель воздуха, то есть на нагрев всего имеющегося рабочего тела.This method of afterburning by supplying an oxidizing agent additional to oxygen is known, but it does not have a short name. I propose to call it "extra-forsage" from the Greek "extra", that is, "additionally." It should not be considered that this is just a parallel operation of air-jet and rocket engines. As is known from the law of conservation of momentum, to create the greatest traction at the same energy expenditure, it is advantageous to discard as much of the working fluid as possible with the lowest possible speed. In extra-forces, additional heat goes not only to heat the fuel and oxidizer itself, as in a rocket engine, but also to heat the air entering the engine, that is, to heat the entire working fluid.
Может показаться, что наличие окислителя резко увеличит массу первой ступени. Это не так: включаться этот режим будет на высоте 25-30 км и за 1-2 минуты будет поднимать космолет до 40 км, а так как плотность воздуха в этом интервале очень мала (1-2% от исходной), то и расход топлива и окислителя будет небольшим.It may seem that the presence of an oxidizing agent will dramatically increase the mass of the first step. This is not so: this mode will be activated at an altitude of 25-30 km and in 1-2 minutes it will raise the spaceship to 40 km, and since the air density in this interval is very small (1-2% of the original), then the fuel consumption and the oxidizing agent will be small.
7. Набор высоты до 90-100% (оптимально 98%) потолка, соответствующего этому режиму. Все 100% потолка набирать не следует потому, что последние проценты набираются очень медленно, и это потребует значительного количества топлива, то есть увеличит стартовую массу или уменьшит выводимую нагрузку. Предположительно, на режиме экстрафорсажа космолет может достичь высоты 40 км и скорости 7-8 М (плотность воздуха на этой высоте примерно 1% от исходной, температура около -20 градусов C).7. Climbing up to 90-100% (optimally 98%) of the ceiling corresponding to this mode. All 100% of the ceiling should not be typed because the last percentages are gained very slowly, and this will require a significant amount of fuel, that is, it will increase the starting mass or reduce the output load. Presumably, in the after-forces mode, the spaceship can reach an altitude of 40 km and a speed of 7-8 M (air density at this altitude is about 1% of the initial one, the temperature is about -20 degrees C).
8. Отделение второй ступени вместе с ракетным ускорителем, если он есть. Переход на траекторию 70-89 (оптимально 80) градусов к вертикали.8. The separation of the second stage, together with a rocket accelerator, if any. The transition to a trajectory of 70-89 (optimally 80) degrees to the vertical.
9. По мере выхода из атмосферы переход на горизонтальную траекторию.9. As you exit the atmosphere, transition to a horizontal trajectory.
10. Отделение ракетного ускорителя, если он есть, и включение двигателя второй ступени.10. The separation of the rocket accelerator, if any, and the inclusion of the engine of the second stage.
11. Посадка первой ступени и, по окончании программы полета, второй ступени.11. Landing of the first stage and, at the end of the flight program, the second stage.
Все параметры, указанные интервалом, рассчитываются методом последовательных приближений конкретно к каждой выводимой нагрузке и корректируются по результатам предыдущих полетов.All parameters indicated by the interval are calculated by the method of successive approximations specifically for each displayed load and are adjusted according to the results of previous flights.
Рекомендуемые топлива: для первой ступени - жидкий метан и криогенный 26% раствор озона в жидком кислороде, для второй ступени - криогенный 50% раствор ацетилена в этилене и тот же 26% раствор озона в кислороде, для ракетного ускорителя - динитрамид аммония, боргидрид бериллия, бериллий (на выходе из газов будет только водород, скорость звука в котором примерно в 4 раза больше, чем в обычных выхлопных газах РДТТ, что позволит облегчить сопло и повысить удельный импульс). Реакция в ракетном ускорителе выглядит так:Recommended fuels: for the first stage - liquid methane and a cryogenic 26% solution of ozone in liquid oxygen, for the second stage - a cryogenic 50% solution of acetylene in ethylene and the same 26% solution of ozone in oxygen, for a rocket accelerator - ammonium dinitramide, beryllium borohydride, beryllium (there will be only hydrogen at the exit from the gases, the speed of sound of which is about 4 times higher than in conventional solid propellant exhaust gases, which will make it easier to nozzle and increase the specific impulse). The reaction in a rocket accelerator looks like this:
2Ве(ВН4)2+NH4N(NO2)2+2Ве=4ВеО+4BN+10Н2 2Be (BH 4 ) 2 + NH 4 N (NO 2 ) 2 + 2Be = 4BeO + 4BN + 10H 2
Соотношение компонентов: боргидрида бериллия - 35,26% +-10%, динитрамида аммония - 56,52% +-10%, бериллия - 8,22% +-5%.The ratio of components: beryllium borohydride - 35.26% + -10%, ammonium dinitramide - 56.52% + -10%, beryllium - 8.22% + -5%.
Если траектория взлета проходит над населенными местами, то можно заменить бериллий и его токсичные соединения на литий или алюминий и их соединения.If the take-off trajectory passes over populated areas, then beryllium and its toxic compounds can be replaced with lithium or aluminum and their compounds.
4LiBH4+NH4N(NO2)2+4Li=4Li2O+4BN+10Н2 4LiBH 4 + NH 4 N (NO 2 ) 2 + 4Li = 4Li 2 O + 4BN + 10H 2
Или:Or:
4Al(ВН4)3+3NH4N(NO2)2+4Al=4Al2O3+12BN+30Н2 4Al (BH 4 ) 3 + 3NH 4 N (NO 2 ) 2 + 4Al = 4Al 2 O 3 + 12BN + 30H 2
Возможна и реакция с полным или частичным окислением получившегося водорода.A reaction with complete or partial oxidation of the resulting hydrogen is also possible.
Claims (25)
1) вертикальный старт с форсажем турбореактивных двигателей;
2) разгон под углом 5-20 градусов к вертикали до скорости, на которой становятся эффективными крылья;
3) плавный поворот на траекторию под углом 30-60 градусов к вертикали и подъем до высоты, на которой тяговооруженность уменьшится до 1-1,3;
4) на скорости эффективной работы прямоточных двигателей - включение их;
5) по мере уменьшения тяги постепенный переход на траекторию под углом 70-89 градусов к вертикали и набор высоты до 80-99% потолка, соответствующего этому режиму;
6) включение режима форсажа путем впрыска в форсажную камеру ДТРД и камеру сгорания ПВРД окислителя и соответствующего дополнительного количества топлива;
7) набор высоты до 90-100% потолка, соответствующего этому режиму;
8) отделение второй ступени вместе с ракетным ускорителем, если он есть, переход на траекторию 70-89 градусов к вертикали;
9) по мере выхода из атмосферы переход на горизонтальную траекторию;
10) отделение ракетного ускорителя, если он есть, и включение двигателя второй ступени;
11) посадка первой ступени и, по окончании программы полета, второй ступени. 25. The algorithm of the spacecraft, characterized in that it consists of the following steps:
1) vertical start with afterburner of turbojet engines;
2) acceleration at an angle of 5-20 degrees to the vertical to the speed at which the wings become effective;
3) a smooth turn on the trajectory at an angle of 30-60 degrees to the vertical and rise to a height at which the thrust-to-weight ratio will decrease to 1-1.3;
4) at the speed of efficient operation of ram engines - their inclusion;
5) as the traction decreases, a gradual transition to the trajectory at an angle of 70-89 degrees to the vertical and climb to 80-99% of the ceiling corresponding to this mode;
6) the inclusion of the afterburner mode by injection into the afterburner DTRD and combustion chamber ramjet oxidizer and the corresponding additional amount of fuel;
7) climb up to 90-100% of the ceiling corresponding to this mode;
8) separation of the second stage together with a rocket accelerator, if any, transition to a trajectory of 70-89 degrees to the vertical;
9) as you exit the atmosphere, transition to a horizontal trajectory;
10) separation of the rocket accelerator, if any, and the inclusion of a second-stage engine;
11) landing of the first stage and, at the end of the flight program, the second stage.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012142880/11A RU2503592C1 (en) | 2012-10-08 | 2012-10-08 | Staroverov's spacecraft (versions) and/or algorithms of its operation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012142880/11A RU2503592C1 (en) | 2012-10-08 | 2012-10-08 | Staroverov's spacecraft (versions) and/or algorithms of its operation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2503592C1 true RU2503592C1 (en) | 2014-01-10 |
Family
ID=49884658
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012142880/11A RU2503592C1 (en) | 2012-10-08 | 2012-10-08 | Staroverov's spacecraft (versions) and/or algorithms of its operation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2503592C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115072013A (en) * | 2022-07-20 | 2022-09-20 | 北京星途探索科技有限公司 | Test system and method for simulating low-gravity acceleration environment |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2015080C1 (en) * | 1992-11-03 | 1994-06-30 | Местон Вячеслав Александрович | Space vehicle and emergency crew safety system |
| RU96101439A (en) * | 1996-01-24 | 1998-04-10 | Козлов Н.С. | COSMOLET N.S. KOZLOV ON HYDROGEN FUEL |
| US6290184B1 (en) * | 1998-11-27 | 2001-09-18 | Von Friedrich C. Paterro | Flying craft with water and air propulsion source |
| WO2004092013A2 (en) * | 2003-03-28 | 2004-10-28 | Mojave Aerospace Ventures, Llc | Winged spacecraft |
-
2012
- 2012-10-08 RU RU2012142880/11A patent/RU2503592C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2015080C1 (en) * | 1992-11-03 | 1994-06-30 | Местон Вячеслав Александрович | Space vehicle and emergency crew safety system |
| RU96101439A (en) * | 1996-01-24 | 1998-04-10 | Козлов Н.С. | COSMOLET N.S. KOZLOV ON HYDROGEN FUEL |
| US6290184B1 (en) * | 1998-11-27 | 2001-09-18 | Von Friedrich C. Paterro | Flying craft with water and air propulsion source |
| WO2004092013A2 (en) * | 2003-03-28 | 2004-10-28 | Mojave Aerospace Ventures, Llc | Winged spacecraft |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115072013A (en) * | 2022-07-20 | 2022-09-20 | 北京星途探索科技有限公司 | Test system and method for simulating low-gravity acceleration environment |
| CN115072013B (en) * | 2022-07-20 | 2022-11-29 | 北京星途探索科技有限公司 | Test system and method for simulating low-gravity acceleration environment |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5508017B2 (en) | Aerodynamic and space flight airplanes and related maneuvering methods | |
| US5526999A (en) | Spacecraft with a crew escape system | |
| DE69937371T2 (en) | SYSTEM FOR WEARING AND STARTING A LOAD LOAD | |
| CN111315655B (en) | Assembly of three composite wings for an air, water, land or space vehicle | |
| CN108657465A (en) | It is a kind of take off vertically, the sub- In-Orbit Plane of horizontal landing | |
| RU2442727C1 (en) | Reusable missile and aircraft unit and way to return it to spaceport | |
| RU2432299C2 (en) | Supersonic convertible aircraft | |
| US20050230529A1 (en) | Hiigh wing monoplane aerospace plane based fighter. | |
| US20100044494A1 (en) | Space launcher | |
| RU2401771C2 (en) | Turbofan method of producing aircraft lift in horizontal flight, aircraft-turbocraft, increased load-lifting capacity aircraft | |
| EP2508401A1 (en) | Combined aircraft | |
| RU2591102C1 (en) | Supersonic aircraft with closed structure wings | |
| CN111959824B (en) | Heavy reusable aerospace vehicle system with space-based emission | |
| RU2643063C2 (en) | Unmanned aircraft complex | |
| RU2503592C1 (en) | Staroverov's spacecraft (versions) and/or algorithms of its operation | |
| US10815010B2 (en) | High altitude air launched rocket | |
| RU2321526C1 (en) | Launch vehicle recoverable booster | |
| RU2715816C1 (en) | Accelerating carrier aircraft (versions) | |
| EP0631931A1 (en) | "meston" spacecraft with an escape system for the crew | |
| RU64176U1 (en) | HEAVY TRANSPORT PLANE | |
| RU2714176C1 (en) | Multi-purpose super-heavy transport technological aircraft platform of short take-off and landing | |
| US20220315250A1 (en) | Space aircraft with optimised design and architecture | |
| RU2705416C2 (en) | Stealth short take-off and landing aircraft | |
| RU2769791C1 (en) | Multi-element composite aerospace complex for vertical take-off and landing in the sea launch system | |
| RU2001124585A (en) | METHOD FOR REMOVING SPACE OBJECTS IN NEAR-EARTH ORBIT AND COMPOSITION, AEROSPACE, Rocket Launch Vehicle FOR ITS IMPLEMENTATION |