RU2769791C1

RU2769791C1 - Multi-element composite aerospace complex for vertical take-off and landing in the sea launch system

Info

Publication number: RU2769791C1
Application number: RU2021115740A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2021-05-31
Filing date: 2021-05-31
Publication date: 2022-04-06

Abstract

FIELD: space technology.

SUBSTANCE: invention relates to rocket and space technology, in particular to the designs of reusable booster systems. A composite aerospace complex (CASC) with returnable first and second stages (RFS and RSS) is proposed, and the RSS has a delta-shaped carrier body and is docked in a V-shaped RFS body. The RFS has turbojet engines in the nacelles of the root parts of the first swept wing with frontal air intakes and power extraction to drive four main propellers (MP) mounted at an equal distance in terms of their axes of rotation from the center of mass at the ends of their rotary profiled rods. The rods deviate from the sides of the RFS body at an angle of 88° in the vertical plane of the consoles of its rear X-shaped wing when viewed from behind and at the rotation nodes installed in front of the center of mass. The MPs are used according to the pushing scheme for landing at the launch site in the RFS flight mode as a turbofan aircraft landing vertically on the tail.

EFFECT: increase in the share of the payload mass in the launch mass of the CASC is provided, a decrease in the height of the CASC on the launch table, the possibility of returning for considerable distances to the sea launch site with vertical landing on a small-sized platform.

3 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при создании всеазимутальных систем морского старта для выведения без отчуждения поверхностей Земли под поля падения отработавших ракетных блоков. Составной воздушно-космический комплекс (СВКК) с возвращаемыми первой и второй ступенями (ВПС и ВВС), последняя из них с дельтовидным несущим корпусом состыкована в А-образном корпусе ВПС, имеющем в гондолах корневых частей первого стреловидного крыла турбореактивные двигатели с лобовыми воздухозаборниками и отбором мощности на привод четырех несущих винтов (НВ), смонтированных при равном удалении в плане осей их вращения от центра масс на концах их поворотных профилированных штанг, отклоняющихся от бортов корпуса ВПС на угол 88° в вертикальной плоскости, размещенной в плоскости консолей его заднего Х-образного крыла при виде сзади и на узлах поворота, установленных спереди центра масс, используемых по толкающей схеме для посадки на месте старта в режиме его полета как турбрвинтовентиляторного самолета вертикально садящегося на хвост. Изобретение направлено на создание унифицированных многоразовых СВКК легкого, среднего и тяжелого класса для тандемной, двух- и трех-пакетной схем, позволяющих улучшить балансировку и летные характеристики при возвратном полете отработавших ВПС и ВВС, способных раздельно возвращаться на значительные расстояния к месту морского старта и осуществлять после состыковки ВВС с ВПС вертикальную их совместную посадку на более чем одну площадку, смонтированную с плавучим космодромом или вынесенную отдельно от него.The invention relates to rocket and space technology and can be used to create all-azimuth sea launch systems for launching the Earth's surfaces under the impact fields of spent rocket blocks without alienating the Earth's surfaces. Composite aerospace complex (SVKK) with returnable first and second stages (VPS and VVS), the last of them with a delta-shaped supporting body is docked in an A-shaped body of the VPS, which has turbojet engines with frontal air intakes and extraction in the nacelles of the root parts of the first swept wing power to drive four rotors (NV), mounted at an equal distance in terms of the axes of their rotation from the center of mass at the ends of their rotary profiled rods deviating from the sides of the VPS hull at an angle of 88 ° in a vertical plane located in the plane of the consoles of its rear Х- shaped wing when viewed from behind and on the nodes of rotation, installed in front of the center of mass, used according to the pushing scheme for landing at the launch site in its flight mode as a turboprop-fan aircraft vertically landing on its tail. The invention is directed to the creation of unified reusable SVKK light, medium and heavy classes for tandem, two- and three-package schemes, which make it possible to improve the balancing and flight characteristics during the return flight of spent air force and air force, capable of separately returning over considerable distances to the sea launch site and carrying out after docking the air force with the air force, their vertical joint landing on more than one site, mounted with a floating space center or taken out separately from it.

В настоящее время известно достаточно большое количество технических решений, обеспечивающих применение многоразовых ракетных блоков (МРБ). Среди них можно выделить ряд основных средств возвращения и вертикальной их посадки.At present, a fairly large number of technical solutions are known that ensure the use of reusable rocket blocks (RMBs). Among them, a number of fixed means of return and their vertical landing can be distinguished.

1. Возвращаемые МРБ, реализующие маневр приведения и посадку на площадку с использованием несущих аэродинамических поверхностей и авторотирующих одного или двух соосных НВ. Данные технические решения по данному вопросу защищены российскими патентами, например, RU B64G 1/62 и . Обобщенным признаком данного направления является наличие НВ со складываемыми или убираемыми лопастями как без, так и с аэродинамическими поверхностями, реализующими аэродинамическое качество, величина которого в основном и определяет приведение и вертикальную посадку ракетного блока на то или иное предельное расстояние от трассы полета или посадочной площадки. Существенным недостатком данного способа с авторотирующими НВ (см. патент RU является также значительная величина вертикальной составляющей скорости ракетного блока в момент касания посадочной площадки, что предопределяет наличие в каждой лопасти авторотирующего НВ твердотопливного двигателя, оснащенного сменным цилиндрическим корпусом и реактивным соплом, но и наличием (см. патент силовой установки (СУ) с двумя соосными НВ, обеспечивающими, по необходимости, и выполнение вертикального взлета и посадки.1. Returnable MRBs that implement the homing maneuver and landing on the site using load-bearing aerodynamic surfaces and autorotating one or two coaxial NIs. These technical solutions on this issue are protected by Russian patents, for example, RU B64G 1/62 and. A generalized feature of this direction is the presence of HB with foldable or retractable blades, both without and with aerodynamic surfaces, realizing the aerodynamic quality, the value of which mainly determines the reduction and vertical landing of the rocket unit at one or another limiting distance from the flight path or landing site. A significant disadvantage of this method with autorotating HB (see patent RU) is also a significant value of the vertical component of the speed of the rocket block at the moment of touching the landing site, which predetermines the presence in each blade of an autorotating HB of a solid propellant engine equipped with a replaceable cylindrical body and a jet nozzle, but also the presence of ( see the patent of the power plant (SU) with two coaxial HB, providing, if necessary, and the performance of vertical takeoff and landing.

2. Возвращаемые МРБ, реализующие перелет с маневром приведения в положении жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) «вперёд по полёту» для аэродинамического торможения и вертикальной посадки на плавающую платформу с помощью одного с регулируемой тягой центрального ЖРД, создающего обнуление вертикальной скорости снижения, как у МРБ Falcon 9, который с ракетно-динамическим способом его вертикального возвращения на место старта израсходует 30 тонн топлива, а при удалении платформы для вертикальной посадки в 546 км от места старта для возвращения МРБ его ЖРД создает тормозной импульс 840 м/с и израсходует 13,2 тонн.2. Returnable MRBs, implementing a flight with a maneuver of bringing in the position of liquid rocket engines (LPRE) "forward in flight" for aerodynamic braking and vertical landing on a floating platform using one central LRE with adjustable thrust, which creates a zeroing of the vertical rate of descent, like in MRBs Falcon 9, which, with the rocket-dynamic method of its vertical return to the launch site, will use up 30 tons of fuel, and when the vertical landing platform is removed 546 km from the launch site to return the MRB, its LRE creates a braking impulse of 840 m/s and consumes 13.2 tons.

Известен, в частности МРБ первой ступени ракеты-носителя (РН), содержащий ракетный блок и планер, выполненные в виде отдельных моноблоков, объединенных узлами силовой связи. Ракетный блок снабжен маршевыми двигателями и двигателями реактивной системы управления. Носовая часть ракетного блока закрыта обтекателем. Планер имеет фюзеляж, две складывающиеся консоли крыла, складывающееся хвостовое оперение, выдвижной аэродинамический щиток и посадочное устройство. Консоли крыла снабжены осями поворота, размещенными в поперечной плоскости, проходящей в районе центра масс конструкции ускорителя. В сложенном положении консоли крыла уложены вперед вдоль фюзеляжа и размещены кромками в его пазах, образуя треугольное крыло малого удлинения с возможностью образования крыла большого удлинения в раскрытом положении. Хвостовое оперение в раскрытом положении имеет V-образную форму и может быть снабжено двумя воздушно-реактивными двигателями (ВРД) для возвратного полета ускорителя до аэродрома вблизи места старта РН (см. патент RU 2053936, B64G 1/14). Установка ВРД на консолях хвостового оперения усложняет конструкцию хвостового оперения и требует тепловой защиты самих двигателей, что приводит к увеличению массы ускорителя. Наличие балансировочного щитка и поворотных консолей крыла существенно усложняет балансировку ускорителя во всем диапазоне скоростей полета. Малое расстояние от аэродинамического фокуса оперения до центра масс ускорителя приводит к резкому увеличению площади оперения и его массы. Выполнение ракетного блока и планера в виде отдельных моноблоков; увеличивает массу ускорителя в целом. Кроме того, раскладка консолей в атмосфере существенно изменяет аэродинамику ускорителя и приводит к необходимости решения проблемы как повышения стабильности управления, так и обеспечения улучшения самой стабилизации при переходных маневрах.Known, in particular, the MRB of the first stage of a launch vehicle (LV), containing a rocket block and a glider, made in the form of separate monoblocks, united by power communication nodes. The rocket unit is equipped with propulsion engines and engines of the jet control system. The nose of the rocket block is closed by a fairing. The airframe has a fuselage, two folding wing panels, a folding tail assembly, a retractable aerodynamic flap and a landing gear. The wing consoles are provided with axes of rotation placed in a transverse plane passing in the region of the center of mass of the accelerator structure. In the folded position, the wing consoles are laid forward along the fuselage and placed with their edges in its grooves, forming a delta wing of small elongation with the possibility of forming a high elongation wing in the open position. The tail in the open position has a V-shape and can be equipped with two air-jet engines (AJE) for the return flight of the accelerator to the airfield near the launch site of the launch vehicle (see patent RU 2053936, B64G 1/14). The installation of the WFD on the tailplane consoles complicates the design of the tailplane and requires thermal protection of the engines themselves, which leads to an increase in the mass of the booster. The presence of a balancing flap and rotary wing consoles significantly complicates the balancing of the booster in the entire range of flight speeds. A small distance from the aerodynamic focus of the empennage to the center of mass of the accelerator leads to a sharp increase in the area of the empennage and its mass. Execution of the rocket block and airframe in the form of separate monoblocks; increases the mass of the accelerator as a whole. In addition, the layout of the consoles in the atmosphere significantly changes the aerodynamics of the booster and leads to the need to solve the problem of both increasing the control stability and ensuring the improvement of the stabilization itself during transient maneuvers.

Известен также многоразовый ускоритель РН (см. патент RU 2148536, B64G 1/14), содержащий корпус, включающий баки для окислителя и горючего, носовой отсек с обтекателем, межбаковый и хвостовой отсеки, ракетную двигательную установку, цельно-поворотное крыло с устройствами для его поворота и фиксации в положении вдоль ускорителя на этапе выведения и в повернутом на 90° положении на этапе возвратного полета, горизонтальное и вертикальное оперение, трехопорное посадочное устройство, органы аэродинамического управления и узлы стыковки со второй ступенью РН. Ускоритель снабжен двумя турбореактивными двигателями (ТРД) с воздухозаборниками, установленными в носовом отсеке, и топливную систему с основными топливными баками в крыле, расходными и балансировочными баками в носовом отсеке. Этот ускоритель входит в состав РН и снабжен цельно-поворотным крылом. При этом положение оси разворота крыла в исходном положении смещено от положения этой оси в развернутом положении. Для смещения крыла с одновременным разворотом и последующей его фиксацией необходимо использование сложного механизма, имеющего значительные габариты и массу, что ведет к увеличению габаритов и массы ускорителя и уменьшению массы полезного груза. При входе ускорителя в плотные слои атмосферы после его отделения от РН прямое крыло этого ускорителя будет подвергаться более интенсивному нагреву в сравнении со стреловидным крылом, что потребует использования для сохранения его работоспособности дополнительной теплозащиты, что ведет к увеличению массы ускорителя.Also known is a reusable rocket launcher (see patent RU 2148536, B64G 1/14), containing a body including tanks for oxidizer and fuel, a nose compartment with a fairing, an inter-tank and tail compartments, a rocket propulsion system, an all-rotary wing with devices for its rotation and fixation in position along the booster during the launch phase and in a position rotated by 90° during the return flight phase, horizontal and vertical tail surfaces, tricycle landing gear, aerodynamic controls and docking units with the second stage of the launch vehicle. The booster is equipped with two turbojet engines (TRD) with air intakes installed in the forward compartment, and a fuel system with main fuel tanks in the wing, consumable and balancing tanks in the forward compartment. This booster is part of the launch vehicle and is equipped with an all-moving wing. In this case, the position of the wing turn axis in the initial position is shifted from the position of this axis in the expanded position. To shift the wing with simultaneous turn and its subsequent fixation, it is necessary to use a complex mechanism with significant dimensions and mass, which leads to an increase in the dimensions and mass of the accelerator and a decrease in the mass of the payload. When the booster enters the dense layers of the atmosphere after its separation from the launch vehicle, the straight wing of this booster will be subjected to more intense heating compared to the swept wing, which will require the use of additional thermal protection to maintain its performance, which leads to an increase in the mass of the booster.

Крыло установлено на корпусе по схеме «высокоплан», поэтому в процессе торможения в атмосфере крыло не экранирует корпус, вследствие чего для сохранения приемлемой температуры корпуса понадобится дополнительное количество теплозащиты, что также ведет к увеличению массы ускорителя. Кроме того, схема крыла «высокоплан», которая, как правило, при сопоставимых условиях уступает по величине минимальной посадочной скорости схеме «низкоплан». Предложенный в патенте RU 2148536 как и в патенте US 6454216 В1 вариант стационарного размещения ТРД в носовом отсеке сопряжен еще с двумя недостатками:The wing is mounted on the hull according to the “high-wing” scheme, therefore, during braking in the atmosphere, the wing does not shield the hull, as a result of which an additional amount of thermal protection is required to maintain an acceptable hull temperature, which also leads to an increase in the mass of the booster. In addition, the “high-wing” wing scheme, which, as a rule, under comparable conditions, is inferior in terms of the minimum landing speed to the “low-wing” scheme. Proposed in patent RU 2148536, as well as in patent US 6454216 B1, the option of stationary placement of the turbojet engine in the bow compartment is associated with two more disadvantages:

- повышенным лобовым сопротивлением корпуса на сверхзвуковых режимах полета из-за того, что носовая часть имеет форму, близкую к части сферической;- increased frontal drag of the hull in supersonic flight modes due to the fact that the bow has a shape close to a spherical part;

- пониженной величиной эффективной тяги ТРД (из-за существенного искривления входных и выходных газовых каналов двигателей).- a reduced value of the effective thrust of the turbojet engine (due to a significant curvature of the inlet and outlet gas channels of the engines).

Наиболее близким к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков является ракета-носитель (патент RU 2482030, B64G 1/14, от 10.05.2013) с многоразовым ускорителем и системой стабилизации, включающий в себя вторую ступень и ускоритель первой ступени (УПС), которые содержат ракетные блоки с ракетными двигателями (РД) и двигателями управления, которые соединены между собой в виде крылатой ракеты с низко-расположенным крылом, смонтированным на корпусе УПС, имеет на крыле кили и ТРД силовой установки (СУ), но и посадочное устройство с многократно используемыми элементами, при этом установленный на ракетном блоке носовой отсек снабжен пилотской кабиной и оснащен управляемыми поворотными заглушками, количество которых равно количеству точек соединения носового отсека со второй ступенью, в местах соединения со второй ступенью в носовом отсеке выполнены карманы, два ТРД закреплены на верхней поверхности консолей крыла переменной стреловидности и снабжены управляемыми защитными экранами, стабилизатор выполнен в виде двух вертикальных килей, установленных на консолях крыла, в ракетном блоке многоразового ускорителя вокруг его продольной оси и симметрично относительно его поперечной оси, параллельной крыльям, установлено четное число дросселируемых ракетных двигателей.The closest to the claimed invention in terms of essential features is a launch vehicle (patent RU 2482030, B64G 1/14, dated 05/10/2013) with a reusable booster and a stabilization system, including a second stage and a first stage booster (UPS), which contain rocket blocks with rocket engines (RD) and control engines, which are connected to each other in the form of a cruise missile with a low-lying wing mounted on the hull of the UPS, has keels and turbojet engines on the wing of the power plant (SU), but also a landing gear with reusable elements, while the nose compartment mounted on the missile block is equipped with a pilot's cabin and equipped with controlled rotary plugs, the number of which is equal to the number of connection points of the nose compartment with the second stage, pockets are made at the connection points with the second stage in the nose compartment, two turbojet engines are fixed on the upper surface of the consoles wings of variable sweep and equipped with controlled protective screens, the stabilizer is made in the form of two vertical keels mounted on the wing consoles, an even number of throttled rocket engines is installed in the rocket block of the reusable booster around its longitudinal axis and symmetrically about its transverse axis parallel to the wings.

Недостатком этого технического решения является, в частности, низкое аэродинамическое качество планера возвращаемой, т.е. первой ступени из-за размещения гондол ТРД на консолях крыла, которые имеют значительную высоту. Это приводит к неоправданному ухудшению характеристик РН при старте. Кроме того, имеются также следующие недостатки: плохие аэродинамические качества ракеты на старте из-за громоздкости планера самолета-комплекта и наличия громоздких консолей крыла, неуправляемость возвращаемой ступени на больших высотах. При возвращении самолета-комплекта его ТРД для создания реактивной тяги и управляющего момента запускают на относительно небольшой высоте, например, 20…23 км. Полет до этой высоты полностью неуправляемый. Применение громоздких, имеющих большой вес крыльев переменной стреловидности не оправдано из-за того, что единственной задачей создания возвращаемой ступени является ее посадка, а не совершение сложных маневров на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Следует признать целесообразным для улучшения стартовых характеристик РН, необходимо добиться конструкции «чистого крыла» в планере самолета-комплекта.The disadvantage of this technical solution is, in particular, the low aerodynamic quality of the airframe being returned, i.e. the first stage due to the placement of the turbojet nacelles on the wing consoles, which have a significant height. This leads to an unjustified deterioration in the characteristics of the launch vehicle at launch. In addition, there are also the following disadvantages: poor aerodynamic qualities of the rocket at the start due to the bulkiness of the airframe of the kit aircraft and the presence of bulky wing consoles, uncontrollability of the return stage at high altitudes. When the aircraft-set returns, its turbojet engine is launched at a relatively low altitude, for example, 20 ... 23 km, to create jet thrust and control torque. Flight up to this altitude is completely uncontrollable. The use of bulky, heavy wings of variable sweep is not justified due to the fact that the only task of creating a return stage is its landing, and not performing complex maneuvers at subsonic and supersonic speeds. It should be recognized as expedient to improve the launch characteristics of the launch vehicle, it is necessary to achieve the design of a "clean wing" in the airframe of the kit aircraft.

Учитывая вышеизложенные обстоятельства, по совокупности наиболее близких отличительных признаков в качестве прототипа для настоящей заявки на изобретение выбраны технические решения многоразового ускорителя в патенте RU 2482030, B64G 1/14, компоновка и конструкция которого обеспечивают его применение в качестве ускорителя первой ступени как в тандемной, так и в пакетной схемах РН.Taking into account the above circumstances, according to the set of the closest distinguishing features, the technical solutions of the reusable accelerator in patent RU 2482030, B64G 1/14 were selected as a prototype for the present application for the invention, the layout and design of which ensure its use as a first stage accelerator both in tandem and and in batch schemes RN.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном многоразовом возвращаемом ускорителе в увеличении доли массы полезного груза в стартовой массе РН, уменьшении высоты РН на стартовом столе, но и способности возвращаться на значительные расстояния к месту морского старта, и осуществлять вертикальную посадку на площадку малых размеров, особенно, плавучего космодрома.The present invention solves the problem in the above-mentioned reusable reusable booster in increasing the share of the payload mass in the launch vehicle mass, reducing the height of the launch vehicle on the launch pad, but also the ability to return considerable distances to the sea launch site, and to carry out a vertical landing on a small area, especially a floating spaceport.

Сущность изобретения заключается в том, что многоэлементный составной воздушно-космический комплекс (СВКК) содержит в укороченной или удлиненной схеме тандем (УкСТ или УдСТ) возвращаемые с боле чем одним кислородно-метановым РД (КМРД) первую и вторую ступени (ВПС и ВВС), последняя из них представляет собой разгонный или беспилотный либо пилотируемый орбитальный самолет (РОС или БОС либо ПОС) с использованием на старте в межкорпусном пространстве ВПС или сверху ВПС с системой спасания, либо в их комбинации соответственно, выполненный по схеме "бесхвостка" с несущим корпусом дельтовидной формы в плане и тепловым экранированием по округлым бокам и на нижней его стороне, но и поверхностей и кромок высокорасположенного крыла (ВРК), имеющего поперечное V с углом ϕ=+25° и складывающиеся стреловидные консоли вверх на угол 45° и 90° и их размещением от горизонтали соответственно под углом 70° и 115°, а по обе стороны от оси симметрии или киля в кормовых гондолах сверху РОС или ПОС, БОС смонтированы два ТРД форсажных (ТРДФ), используемых в атмосфере с лобовыми их воздухозаборниками (ЛВЗ) при безфорсажном/форсажном режиме самолетного полета с обеспечением соответствующей тяговооруженности не менее 0,48/0,81 от возвращаемой массы ПОС, БОС как одними ТРДФ или центральным МРД из их трех либо в их комбинации при горизонтальном/вертикальном положении его корпуса, при этом с межкорпусным Λ-образным пространством ВПС выполнена по аэродинамической схеме «тандем» с задним Х-образным крылом (ХОК) при виде сзади, имеющим разнесенные консоли, смонтированные на каждом корпусе, отклонены наружу под углом 45°-60° от плоскости симметрии и снабжена в гондолах корневых частей переднего стреловидного крыла (ПСК), более чем, одним упомянутым ТРД, которые установлены и в двух подкрыльных, и двух над-крыльных гондолах (ПКГ и НКГ), смонтированных вдоль каждого корпуса ВПС с их ЛВЗ, сконфигурированными для дозвуковой и сверхзвуковой работы, но и отбором мощности на привод воздушных несущих винтов (НВ), используемых в атмосфере совместно с ТРД для возвращаемого горизонтального крейсерского полета, но и при выполнении технологии вертикального взлета-посадки (ВВП) в четырехвинтовой несущей схеме (ЧВНС), равноудаленных в плане от центра масс, смонтированных на концах поворотных профилированных штанг (ППШ), отклоняющихся вперед и назад по полету от бортов корпуса ВПС на угол 84°-88° в вертикальной плоскости, размещенной в плоскости консолей ХОК и на их узлах поворота, установленных спереди центра масс, используемых по толкающей схеме для автоматической вертикальной посадки на месте старта при вращающихся в одном направлении диагонально расположенных НВ, после раскладывания их четырех ППШ, выполненных как со свободным их вращением при прохождении их лопастей соответственно перед корпусом ВПС и консолями его ПСК, так и в виде одно- либо двухлопастных НВ (ОНВ либо ДНВ) соответственно с профилированными противовесами либо с равно- или разновеликими лопастями, меньшие из последних, образующие сбалансированные полуторалопастные НВ (ПНВ), имеют радиус, определяемый из соотношения: R_мен=(1/2…1/3)×R_бол, м (где: R,_бол - радиус большей лопасти), но и с жестким креплением их лопастей, без автомата их перекоса, возможностью изменения общего их шага, автоматической установки их лопастей в положение их авторотации, но и выполнены таким образом, что после их отключения от трансмиссии лопасти их ПНВ фиксируются вдоль соответствующих ППШ, которые в сложенном их положении устанавливаются вдоль бортов каждого корпуса ВПС и укладываются в соответствующие ниши внешних обтекателей корпусов (ВОК) с автоматически открывающимися продольными створками, но и размещаются меньшими лопастями ПНВ наружу от конца ППШ при виде сбоку, причем в четырехдвигательной комбинированной СУ (ЧКСУ) каждое круглое сопло ее ТРД снабжено системой управления вектора тяги (УВТ), создающей синхронную маршевую, но и синфазно или дифференциально раздельно отклоняемую на угол 20° от горизонтали/вертикали реактивную тягу, направленную только соответственно вверх и вниз/вперед и назад от средней линии ПСК для выполнения при горизонтальном/вертикальном положении корпуса ВПС его полета в конфигурации реактивного самолета/турбовинтовентиляторного самолета ВВП, но и изменения балансировки соответственно по тангажу или крену/тангажу или рысканью, при этом внешние борта носовой части каждого Λ-образного корпуса ВПС в местах сбоку реактивных сопел каждого ТРД снабжены термостойкими щитками или имеют термостойкое покрытие, причем сред-нерасположенное ПСК, содержащее вдоль всего его размаха флаппероны и внутренние закрылки, имеет площадь, составляющую 41-42% от общей площади двух крыльев, обеспечивающих при возвращении одного ВПС в атмосфере как самолета удельную на них нагрузку 360 кг/м² и их малом удлинении (λ) λ=1,84 и λ=1,65 соответственно у ПСК и ХОК, при этом консоли ХОК, имея переменную стреловидность, содержат на их концах обтекатели с амортизационными стойками четырехопорного избирающегося шасси и небольшими самоустанавливающимися колесами для выполнения в полетной конфигурации турбовинтовентиляторного самолета вертикальной посадки на хвост, причем нижняя часть каждого обтекателя шасси, вынесенного с законцовками консолей ХОК назад по полету от сопел реактивных двигателей ВПС, снабжена в продолжение его наружного диаметра полусферическими левой и правой створками, которые смыкаясь в вертикальной плоскости, размещенной параллельно плоскости симметрии, закрывают небольшое колесо, при этом выдвижная заслонка каждого ЛВЗ, смонтированная на корпусе и ВВС, и ВПС перед входом ЛВЗ, способна отклоняться в обоих направлениях вверх/вниз для соответствующего полного закрывания/открывания воздушного входа от аэродинамического потока, причем силовая связь выводимого ПОС/БОС, например, с ВПС и состыкованным ее РОС в СВКК с УдСТ обеспечивается через переходный отсек, на котором с помощью сбрасываемых пилонов смонтированы четыре твердотопливных ускорителя системы спасания, увеличивающих мощность СВКК в штатном полете и создающих экстренное отделение и управляемый увод ПОС/БОС при аварии.The essence of the invention lies in the fact that a multi-element composite aerospace complex (SVKK) contains in a shortened or extended scheme a tandem (UkST or UdST) returning with more than one oxygen-methane taxiway (CMRD) first and second stages (VPS and VVS), the last of them is a booster or unmanned or manned orbital aircraft (ROS or BOS or POS) using at the start in the interhull space of the EPS or on top of the EPS with a rescue system, or in their combination, respectively, made according to the "tailless" scheme with a delta-shaped carrier body shape in plan and thermal shielding on the rounded sides and on its lower side, but also the surfaces and edges of the high-lying wing (HWP) having a transverse V with an angle ϕ=+25° and folding swept consoles upward at an angle of 45° and 90° and their placed from the horizontal at an angle of 70 ° and 115 °, respectively, and on both sides of the axis of symmetry or keel in the aft gondolas on top of the ROS or POS, BOS mounted two afterburner turbojet engines (TRDF) used in the atmosphere with their frontal air intakes (LVZ) in non-afterburner / afterburner mode of aircraft flight with an appropriate thrust-to-weight ratio of at least 0.48 / 0.81 of the returned mass of the POS, BOS as one turbofan or central MRD of three of them or in their combination with a horizontal / vertical position of its hull, while with an interhull Λ-shaped space, the VPS is made according to the aerodynamic configuration "tandem" with a rear X-shaped wing (HOK) when viewed from the rear, having spaced consoles mounted on each body, deflected outward at an angle of 45°-60° from the plane of symmetry and equipped in the nacelles of the root parts of the forward swept wing (PSK), more than one of the mentioned turbojet engines, which are installed in two underwing and two overwing nacelles (PKG and NKG) mounted along each VPS hull with their LVZ configured for subsonic and supersonic operation, but also power take-off to drive propellers (NV ) used in the atmosphere together with a turbojet engine for a return horizontal cruising flight, but also when performing a vertical takeoff and landing (VVP) technology in a four-rotor carrier scheme (ChVNS), equidistant in plan from the center of mass, mounted at the ends of rotary profiled rods (PPSh) , deviating forward and backward in flight from the sides of the air force hull at an angle of 84 ° -88 ° in a vertical plane located in the plane of the HSC consoles and on their turning points installed in front of the center of mass, used according to the pushing scheme for automatic vertical landing at the launch site when rotating in one direction diagonally located NV, after unfolding their four PPSh, made both with their free rotation when their blades pass, respectively, in front of the EPS body and the consoles of its PSK, and in the form of one- or two-blade NV (ONV or DNV), respectively, with profiled counterweights or with equally or different-sized blades, the smallest of the latter, forming s balanced one and a half bladed HB (PNV) have a radius determined from the ratio: R _men \u003d (1/2 ... 1/3) × R _bol , m (where: R, _bol is the radius of the larger blade), but also with their rigid fastening blades, without their automatic swashplate, the ability to change their common pitch, automatically set their blades to the position of their autorotation, but are also designed in such a way that after they are disconnected from the transmission, the blades of their night vision devices are fixed along the corresponding PCA, which, in their folded position, are installed along the sides of each VPS hull and fit into the corresponding niches of the outer fairings of the hulls (VOK) with automatically opening longitudinal doors, but are also placed with smaller NVG blades outward from the end of the PCA when viewed from the side, and in the four-engine combined SU (CHKSU) each round nozzle of its turbojet engine is equipped with a control system thrust vector (UVT), which creates a synchronous march, but also in-phase or differentially separately deflected at an angle of 20 ° from the horizontal / vertical reactive thrust directed only respectively up and down/forward and backward from the center line of the UCS to perform its flight in the configuration of a jet aircraft/turbopropfan aircraft in the horizontal/vertical position of the VPS body, but also changes in balancing, respectively, in pitch or roll/pitch or yaw , while the outer sides of the bow of each Λ-shaped body of the EPU in places on the side of the jet nozzles of each turbojet engine are equipped with heat-resistant shields or have a heat-resistant coating, and the medium-located PSK, containing flapperons and inner flaps along its entire span, has an area of 41- 42% of the total area of two wings, which, when returning one EPS in the atmosphere as an aircraft, provide a specific load of 360 kg / m ^{2 on} them and their low elongation (λ) λ = 1.84 and λ = 1.65, respectively, for PSK and HOK, at the same time, the HOK consoles, having a variable sweep, contain fairings with shock absorber struts of a four-support selectable landing gear at their ends and small self-aligning wheels to perform a vertical landing on the tail in the flight configuration of a turboprop-fan aircraft, and the lower part of each landing gear fairing, carried out with the tips of the HOK consoles back along the flight from the nozzles of the VPS jet engines, is equipped with hemispherical left and right flaps in continuation of its outer diameter, which closing in a vertical plane parallel to the plane of symmetry, a small wheel is closed, while the retractable damper of each LVZ, mounted on the body of both the VVS and the VPS in front of the LVZ inlet, is able to deviate in both directions up / down for the corresponding complete closing / opening of the air inlet from aerodynamic flow, and the power connection of the derived POS / BOS, for example, with the EPS and its docked ROS in the SVKK with the UdST is provided through the transition compartment, on which four solid-fuel boosters of the rescue system are mounted using drop pylons, increasing the power the presence of the SVKK in a regular flight and creating an emergency department and controlled withdrawal of the POS/BOS in the event of an accident.

Кроме того, для обеспечения работы упомянутых ТРД на высоте полета и ВВС, и ВПС до и более 22-23 км в передней части каждого упомянутого их ЛВЗ с их упомянутой выдвижной заслонкой, представляющей собой центральное конусное тело, выполненное в виде подвижного носового обтекателя, способного втягиваться и выдвигаться в обоих направлениях назад и вперед для соответствующего требуемого открывания и до полного закрывания воздушного входа ЛВЗ от аэродинамического потока, при этом на режимах ВВП и зависания в упомянутой ЧКСУ левая и правая пара упомянутых ТРД имеют для отбора части 40…44% их мощности через муфты их сцепления передние выводы их валов, проложенных в носовой части корпуса ВПС и вращательно связанных с их угловыми в вертикальной плоскости редукторами, имеющими выходные валы, которые вращательно связывают каждую пару ТРД с левым и правым Т-образным в плане объединительным редуктором, которые смонтированы в носовой части упомянутого корпуса ВПС, имеют как связывающий их синхронизирующий вал, так и боковые выходные валы, каждый из которых передает распределенную мощность каждому угловому в плане редуктору, который интегрирован с узлом поворота упомянутой каждой ППШ и в свою очередь выходным его валом, проложенным в носке ППШ, передает крутящий момент угловому в вертикальной плоскости редуктору соответствующего ПНВ, конструкция лопастей которого предопределяет уменьшение длины валов трансмиссии, упомянутых боковых ВОК и их створок, причем на режимах ВВП и зависания упомянутого ВПС с его ЧВНС-Х4 управление по крену осуществляется посредством изменения шага двух левых и двух правых ПНВ, при этом на режимах ВВП и зависания ВПС при удельной нагрузке на мощность его упомянутой ЧКСУ, составляющей ρ_N=1,3-1,65 кг/л.с., упомянутые ТРД, обеспечивая подъемную реактивную тягу, составляющую 16-20% от общей подъемной тяги, выполнен с элементами цифрового программного управления, сочетающего как систему синхронизации каскада ТРД, оснащенную последовательно соединенными блоком приведения давления в компрессоре их ТРД, блоком формирования заданного значения частоты вращения и углового положения лопаток их турбин и исполнительными органами, которые корректируют угловое рассогласование лопаток в каскаде ТРД и обеспечивают заданный расход топлива, формирующий требуемую мощность, так и систему адаптивного управления формированием безопасного полета (УФБП) при удельной вертикальной тяговооруженности в ЧВНС-Х4, составляющей с учетом потерь от обдува самих ППШ ρ_ВТ=1,25, включает режимы работы ТРД как взлетный, так и чрезвычайный режим (BP и ЧР) при отборе потребной их мощности на привод упомянутых ПНВ соответственно, например, в упомянутой ЧКСУ как от четырех работающих ТРД, так и от трех из работающих ТРД с автоматическим выравниванием и равным перераспределением оставшейся мощности между ПНВ при отказе соответствующего ТРД, например, даже в последнем случае после автоматического включения ЧР работы оставшихся в работе ТРД, которые при удельной вертикальной тяговооруженности в ЧКСУ, составляющей ρ_ВТ=1,25, обеспечат режим аварийной вертикальной посадки в течение 0,5 минут, причем для выполнения перелета от предприятия-изготовителя ВПС до места старта, например, плавучего космодрома он снабжен интегрированной системой управления, оснащенной связью с системой глобального позиционирования и системой командования и управления силовой установкой с электродистанционной системой управления (ЭДСУ), но и выполнен с возможностью дистанционного управления оператором как с командного пункта на земле или плавучего космодрома, так и при визуальном его контроле с борта рядом летящего самолета-топливозаправщика, а также оснащен в межбаковой части каждого корпуса ВПС основным топливным баком, но и выдвижной системой дозаправки авиатопливом в полете, смонтированной сверху на носовой части корпуса ВПС и слева от продольной его оси, при этом в СВКК с упомянутой УкСТ при размещении РОС, ПОС/БОС в межкорпусном Λ-образном пространстве ВПС на боковых сторонах их корпусов и ВПС имеются узлы стыковки/расстыковки соответственно на внешних и внутренних бортах сопрягающихся корпусов, а каждый СВКК с УкСТ на носовой и кормовой частях ВПС снизу или снизу и сверху упомянутого Л-образного корпуса имеет узлы стыковки двух или трех таких СВКК, позволяющие их использовать в соответствующих схемах после складывания нижних или в центральном СВКК всех консолей и ХОК их ВПС, и ВРК их БОС, которые отклоняются наружу и фиксируются перпендикулярно плоскости симметрии, причем в одном либо в состыкованных двух или трех СВКК с УкСТ упомянутые все их КМРД одного ВПС с БОС либо двух ВПС с РОС и БОС или трех ВПС с двумя РОС и БОС работают на топливе из своих баков, выводят БОС на орбиту высотой 55-56 км при скорости 2 км/с при одновременной перекачке топлива из разгонных ВПС и РОС в баки выводимого на орбиту БОС, при этом при горизонтальном расположении корпуса ВПС для выполнения взлета-посадки в режиме его полета как реактивного самолета два обтекателя шасси нижних сложенных на угол 20°-35° его консолей ХОК снабжены на их законцовках узлами поворота, отклоняющими в вертикальной плоскости вниз и обратно вверх на угол 90° наравне с тем, что корпус ВПС снабжен убирающимися основными стойками колесного шасси велосипедного типа.In addition, to ensure the operation of the above-mentioned turbojet engines at flight altitudes of both the Air Force and the Air Force up to and more than 22-23 km in front of each of their mentioned LVZ with their said retractable damper, which is a central conical body made in the form of a movable nose fairing capable of retract and extend in both directions back and forth for the corresponding required opening and until the complete closure of the air inlet of the distillery from the aerodynamic flow, while in the modes of GDP and hovering in the said ChKSU, the left and right pair of the mentioned turbojet engines have 40 ... 44% of their power for selection through their clutches, the front outlets of their shafts, laid in the forward part of the EPU body and rotationally connected to their angular gearboxes in the vertical plane, having output shafts that rotationally connect each pair of turbojet engines with the left and right T-shaped in terms of the unifying gearbox, which are mounted in the bow of the said UPU hull, they have both a synchronizer connecting them the main shaft and the side output shafts, each of which transmits the distributed power to each angular gearbox in the plan, which is integrated with the rotation unit of each PPSh mentioned and, in turn, its output shaft, laid in the toe of the PPSh, transmits torque to the angular gearbox in the vertical plane of the corresponding NVG, the design of the blades of which predetermines a reduction in the length of the transmission shafts, the said side FOC and their flaps, and in the modes of runway and hovering of the mentioned VPS with its CHVNS-X4, the roll control is carried out by changing the pitch of two left and two right NVG, while in the modes GDP and hang-ups of the HPU at a specific load on the power of its said CHKSU, component ρ _N = 1.3-1.65 kg / hp, mentioned turbojet engines, providing lifting jet thrust, constituting 16-20% of the total lifting thrust, is made with elements of digital program control, combining both the synchronization system of the TRD cascade, equipped with a series-connected block reduction of pressure in the compressor of their turbojet engines, a unit for generating a set value of the rotational speed and angular position of their turbine blades and executive bodies that correct the angular mismatch of the blades in the turbojet cascade and provide a given fuel consumption that generates the required power, and an adaptive control system for the formation of a safe flight ( UFBP) with specific vertical thrust-to-weight ratio in CHVNS-X4, which, taking into account the losses from blowing the PPSh themselves, ρ _W = 1.25, includes the operation modes of the turbojet engine both takeoff and emergency mode (BP and CR) when selecting their required power to drive the mentioned NVG, respectively, for example, in the mentioned CHKSU both from four working turbojets, and from three of the working turbojets with automatic alignment and equal redistribution of the remaining power between NVGs in case of failure of the corresponding turbojet engine, for example, even in the latter case, after automatic activation of the CR of the remaining in operation TRD, which, with specific vertical thrust equipment in the ChKSU, which is ρ _W = 1.25, will provide an emergency vertical landing mode for 0.5 minutes, and in order to perform a flight from the air force manufacturer to the launch site, for example, a floating spaceport, it is equipped with an integrated control system equipped with communication with a global positioning system and a command and control system for a power plant with an electric-wire control system (EDSU), but also made with the possibility of remote control by an operator both from a command post on the ground or a floating spaceport, and during its visual control from aboard a nearby flying tanker aircraft, and is also equipped in the inter-tank part of each EPS hull with the main fuel tank, but also with a retractable in-flight refueling system mounted on top of the forward part of the EPS hull and to the left of its longitudinal axis, while in the SVKK with the mentioned UKST when placing ROS, POS / BOS in the interhull Λ-shaped space of the EPS on the sides of their There are docking / undocking nodes, respectively, on the outer and inner sides of mating hulls, and each SVKK with UKST on the bow and stern parts of the VPS below or below and above the said L-shaped hull has docking points for two or three such SVKK, allowing their use in the corresponding schemes, after folding the lower or in the central SVKK of all consoles and the SVKK of their VPS, and the VRC of their BOS, which deviate outward and are fixed perpendicular to the plane of symmetry, moreover, in one or in joined two or three SVKK with UkST, all of their KMRD of one VPS with BOS of either two EPS with ROS and BOS or three EPSs with two ROS and BOS operate on fuel from their tanks, launch BOS into an orbit with a height of 55-56 km at a speed of 2 km / s while simultaneously transferring fuel from the booster EPS and ROS to the tanks of the injected into the BOS orbit, while with the horizontal position of the air force body to perform takeoff and landing in the mode of its flight as a jet aircraft, two lower landing gear fairings The HSC consoles, angled at an angle of 20°-35°, are equipped at their ends with turning units that deviate in a vertical plane down and back up at an angle of 90°, along with the fact that the EPU body is equipped with retractable main racks of a bicycle-type wheeled chassis.

Способ применения СВКК, заключающийся в том, что после выполнения миссии и возврата, например, БОС в режиме самолетного полета в атмосфере имеет возможность при его посадке использовать убирающееся колесное шасси или пристыковываться к ВПС при горизонтальном их совместном полете с использованием гибких креплений между ними с их системами автоматической стыковки/расстыковки для выполнения соответственно маневров приведения на посадочную полосу аэродрома с горизонтальной посадкой и использованием несущих аэродинамических поверхностей с тормозной парашютной системой БОС или в район стартового комплекса, например, системы морского старта после осуществления состыковки БОС с ВПС для их совместной вертикальной посадки на более чем одну площадку, смонтированную с плавучим космодромом или вынесенную отдельно от него, при этом по оси симметрии на конце носовой части Λ-образного корпуса ВПС смонтирована грузовая лебедка с автоматическим управлением и тросом, имеющим на его конце конусный ловитель с захватом, позволяющим на расстоянии кратно превышающим длину корпуса ВПС совершить безопасный подлет БОС к нему в полетной конфигурации самолета и выполнить после выравнивания скоростей их полета предварительное пристыковывание посредством гибкой системы крепления с ответной частью, размещенной на конце носовой выдвижной штанги БОС, причем после предварительного пристыковывания БОС к ВПС, который грузовой лебедкой подтягивает к основному узлу стыковки/расстыковки жесткой системы захвата и крепления с автоматическим соблюдением каждым автопилотом БОС и ВПС соосности двух узлов стыковки жесткой системы захвата и крепления, но и поступательного подлета равновеликого с требуемым при этом подтягиванием БОС вдоль оси ВПС грузовой лебедкой к основному узлу жесткой системы его крепления, который, взаимодействуя с ответной частью узла жесткой системы крепления БОС, пристыковываясь наравне с боковыми узлами стыковки ВПС и БОС, обеспечивают жесткую систему крепления с одновременным складыванием в БОС консолей ВРК и выполнение совместно-состыкованного горизонтального полета, при этом состыкованные ВПС с легким БОС конвертируются в турбовинтовентиляторный составной самолет ВВП с ЧВНС-Х4 для обеспечения автоматического набора высоты до 1000 м и осуществления переходного режима полета с последующим пикированием над посадочной площадкой, например, плавучего аэродрома и выполнения маневра «свечка» и когда Λ-образный корпус ВПС приводится в вертикальное положение и его упомянутые ПНВ и их криогенные и ТРД в ВПС, и ТРДФ в БОС или только центральный КМРД в БОС либо в их комбинации создают соответствующие подъемную силу и безфосажную и форсажную реактивную тяги, но и достижение заданной скорости подъема с выполнением режима зависания и последующей вертикальной посадки на хвост с заданной скоростью снижения, причем к упомянутому шасси на ХОК ВПС кормовые обтекатели корпусов и РОС, и ПОС/БОС имеют раскладываемые или выдвижные четыре опоры для совместной их посадки на хвост с обеспечением вертикального их положения.The method of using the SVKK, which consists in the fact that after completing the mission and returning, for example, the BOS in the mode of aircraft flight in the atmosphere, it has the ability to use a retractable wheeled landing gear during its landing or dock to the air force during their horizontal joint flight using flexible mounts between them with their automatic docking / undocking systems to perform, respectively, maneuvers of bringing to the airfield runway with a horizontal landing and the use of load-bearing aerodynamic surfaces with a braking parachute system of the BOS or to the area of the launch complex, for example, a sea launch system after docking the BOS with the air force for their joint vertical landing on more than one site mounted with a floating spaceport or taken out separately from it, while along the axis of symmetry at the end of the bow of the Λ-shaped hull of the UPU, a cargo winch with automatic control and a cable with a cone catcher at its end is mounted - with a grip that allows, at a distance that is a multiple of the length of the EPU hull, to make a safe approach of the BOS to it in the flight configuration of the aircraft and, after equalizing the speeds of their flight, perform preliminary docking by means of a flexible attachment system with a mating part located at the end of the nose retractable rod of the BOS, moreover, after preliminary docking of the BOS to the EPS, which is pulled by a cargo winch to the main docking / undocking unit of the rigid capture and attachment system with automatic observance by each autopilot of the BOS and the EPS of the alignment of the two docking nodes of the rigid capture and attachment system, but also the translational approach of equal size with the required pulling of the BOS along axis of the EPS by a cargo winch to the main unit of the rigid system of its fastening, which, interacting with the mating part of the unit of the rigid system of fastening of the BOS, docking on a par with the side nodes of the UPU and BOS docking, provide a rigid system of fastening with simultaneous folding we can use airborne consoles in the BOS and perform a jointly docked horizontal flight, while the docked APUs with a light BOS are converted into a turboprop-fan composite aircraft with a ChVNS-X4 to provide automatic climb up to 1000 m and carry out a transitional flight mode, followed by a dive over the landing site, for example, a floating airfield and performing a “candle” maneuver, and when the Λ-shaped hull of the air force is brought to a vertical position and its mentioned night vision devices and their cryogenic and turbojet engines in the air force, and turbofan engines in the BOS or only the central KMRD in the BOS or in combination create the corresponding lifting force and afterburner and afterburner jet thrust, but also achieving a given climb speed with a hovering mode and subsequent vertical landing on the tail with a given rate of descent, and to the said landing gear on the HOK VPS, the stern fairings of the hulls and ROS, and POS / BOS have foldable or retractable four supports for their joint landing on the tail with taking their vertical position.

Многоэлементный многоразовый СВКК с возвращаемыми ПОС/БОС и ВПС состыкован с РОС, выполненный в виде конвертируемого турбовинтовентиляторного самолета ВВП, способный обеспечивать стабильный и управляемый возвратный полет в широком диапазоне высот и скоростей и, особенно, дальности полета. Наличие на многоразовой ВПС двух несущих поверхностей (ПСК и ХОК), разнесенных вдоль его корпуса, обеспечивает необходимую устойчивость и управляемость при всех скоростях полета, и минимизацию вредного сопротивления на дозвуковых режимах полета. Принятая тандемная самолетная схема приемлема при безмоторном спуске в атмосфере на больших углах атаки (до 40°) и оптимальна на участке возвратного моторного и переходного полета, но и вертикальной посадке. Выполнение заднего ХОК с рулями высоты и направления, разнесенного на Λ-образном корпусе ВПС, обеспечивает необходимую балансировку по моментам, действующим на СВКК, сохраняя при этом запасы по отклонению на стабилизацию. Кроме этого, заднее ХОК допускает использование его органов аэродинамического управления для уменьшения угла отклонения маршевых КМРД на этапе его выведения, повышая тем самым их эффективность. Оснащение СВКК и его ВПС с ПСК и двумя парами криогенных ТРД (КТРД) обеспечивает ему моторный возвратный полет, что дает возможность выполнить отделение ВПС с РОС от, например, ПОС на больших высотах и скоростях полета, на большем удалении от места старта и увеличить тем самым массу выводимого на орбиту полезного груза. Расположение КМРД в кормовых частях на Λ-образном корпусе ВПС и КТРД в корневых частях ПСК и их НКГ и ПКГ не увеличивает лобового сопротивления СВКК, не требует дополнительной тепловой защиты двигателей при входе в плотные слои атмосферы. Многоразовый СВКК может быть снабжен реактивной системой управления на внеатмосферном участке возвратного полета и на начальном этапе атмосферного полета. Реактивная система управления обеспечивает возможность управления ВПС с РОС в СВКК и его стабилизации относительно центра масс на начальном этапе возвратного полета после отделения, например, от ПОС.A multi-element reusable SVKK with a returnable FOS / BOS and an EPS is docked with the RUS, made in the form of a convertible turboprop-fan aircraft VVP, capable of providing a stable and controlled return flight in a wide range of altitudes and speeds and, especially, flight range. The presence on the reusable EPS of two bearing surfaces (PSK and HOK), spaced along its body, provides the necessary stability and controllability at all flight speeds, and minimizes harmful resistance in subsonic flight modes. The adopted tandem aircraft scheme is acceptable for a non-powered descent in the atmosphere at high angles of attack (up to 40°) and is optimal for a return motor and transition flight, but also for vertical landing. The implementation of the rear HOK with elevators and rudders, spaced on the Λ-shaped body of the air force, provides the necessary balancing of the moments acting on the SVKK, while maintaining margins for deviation for stabilization. In addition, the rear HOK allows the use of its aerodynamic controls to reduce the angle of deflection of the mid-flight KMRD at the stage of its removal, thereby increasing their efficiency. The equipment of the SVKK and its EPS with PSK and two pairs of cryogenic turbojet engines (CTRD) provides it with a motor return flight, which makes it possible to separate the EPS with ROS from, for example, POS at high altitudes and flight speeds, at a greater distance from the launch site and increase the the mass of the payload put into orbit. The location of the KMRD in the aft parts on the Λ-shaped hull of the VPS and KTED in the root parts of the PSK and their NKG and PKG does not increase the frontal resistance of the SVKK, does not require additional thermal protection of the engines when entering the dense layers of the atmosphere. The reusable SVKK can be equipped with a reactive control system in the extra-atmospheric section of the return flight and at the initial stage of atmospheric flight. The reactive control system provides the ability to control the EPS with the ROS in the SVKK and its stabilization relative to the center of mass at the initial stage of the return flight after separation, for example, from the POS.

Предлагаемое изобретение многоэлементного СВКК, включающего ПОС/БОС с его ВРК и системой спасания, РОС с его ВРК, смонтированного в корпусе ВПС с его задним ХОК, и ПСК, четырьмя КТРД с УВТ их круглых сопел, приводящих два левых и два правых толкающих ПНВ, иллюстрируется общими видами на фиг. 1-4:The proposed invention of a multi-element SVKK, including a POS / BOS with its ARC and a rescue system, a ROS with its ARC, mounted in an APU housing with its rear HOK, and a PSK, four KTRD with UVT of their round nozzles, driving two left and two right pusher NVGs, illustrated in general terms in Fig. 1-4:

- на фиг. 1 - изображен на виде сверху тяжелый ПОС, состыкованный с центральным СВКК в трехпакетной схеме, крайние из них СВКК с ВПС и их РОС- ускорители, СВКК показаны со сложенными консолями ВРК и двумя/четырьмя консолями ХОК;- in Fig. 1 - depicted in a top view of a heavy POS, docked with the central SVKK in a three-pack scheme, the outermost of them SVKK with EPS and their ROS-accelerators, SVKK are shown with folded consoles of the VRK and two / four consoles of the HOC;

- на фиг. 2 - изображен на виде сверху среднего класса ПОС, состыкованный (условно показан трос 39 и ловитель 40 от ВПС) с СВКК в двухпакетной схеме со сложенными нижними их консолями ХОК, второй СВКК с ВПС и его РОС-ускорители;- in Fig. 2 - depicted in a top view of the middle class POS, docked (conditionally shown cable 39 and catcher 40 from the EPS) with the SVKK in a two-package scheme with their lower consoles HOOK folded, the second SVKK with the VPS and its ROS accelerators;

- на фиг. 3 / фиг. 4 - изображен на виде спереди легкий/средний, тяжелый БОС, состыкованный после его возврата в атмосфере по УкСТ с ВПС в Λ-образном пространстве его корпуса при вертикальной совместной посадке на хвост ВПС и БОС с использованием соответственно тяги четырех КТРД с двумя парами ПНВ и двух КТРДФ с центральным КМРД/четырех КТРД с двумя КМРД и двух КТРДФ с двумя крайними КМРД при ракетно-динамическом способе его вертикальной посадки.- in Fig. 3 / fig. 4 - shown in the front view of a light / medium, heavy BOS, docked after its re-entry into the atmosphere along the UKST with the EPS in the Λ-shaped space of its body during a vertical joint landing on the tail of the EPS and BOS using, respectively, the thrust of four KTRD with two pairs of night vision devices and two KTRDF with a central KMRD / four KTRDF with two KMRDs and two KTRDFs with two extreme KMRDs with a rocket-dynamic method of its vertical landing.

Многоэлементный СВКК включает возвращаемые ПОС/БОС 1 и ВПС 2 с его РОС 3 (см. фиг. 1-4). Идентичные ПОС/БОС 1 и РОС 3 выполнены по схеме "бесхвостка" с несущим корпусом 4 дельтовидной формы в плане и стреловидным ВРК, имеющим поперечное V с углом ϕ=+25° и консоли 5 с элеронами 6 и элевонами 7, которые складываются вверх на угол 45° и 90°. ПОС/БОС 1 содержат кабину экипажа и грузовой отсек пенального типа (на фиг. 1-4 не показано), а по обе стороны от киля 8 с рулем направления 9 в кормовых гондолах 10 сверху корпуса 4 смонтированы два КТРДФ, используемых в атмосфере с их ЛВЗ 11 и заслонками 12. Связь ПОС/БОС 1 с носовой частью ВПС 2 осуществляется через переходный отсек 13, на котором с помощью сбрасываемых пилонов 14 смонтированы четыре твердотопливных ускорителя 15, используемых на старте или при спасании. Связь и ПОС/БОС 1, и РОС 3 с Λ-образным пространством 16 корпуса 2 ВПС обеспечивается узлами 17 стыковки/расстыковки В кормовой части корпуса 4 ПОС/БОС 1 и РОС 3 имеется двигательный отсек с тремя КМРД 18 и реактивная система стабилизации и управления 19.Multi-element SVKK includes returned POS/BOS 1 and EPS 2 with its ROS 3 (see Fig. 1-4). Identical POS / BOS 1 and ROS 3 are made according to the “tailless” scheme with a deltoid-shaped carrier body 4 in plan and a swept VRK having a transverse V with an angle ϕ=+25° and a console 5 with ailerons 6 and elevons 7, which fold up to angle 45° and 90°. POS / BOS 1 contain a cockpit and a pen-type cargo compartment (not shown in Figs. 1-4), and on both sides of the keel 8 with a rudder 9 in the aft nacelles 10 on top of the hull 4, two KTRDFs are mounted, used in the atmosphere with their LVZ 11 and shutters 12. Communication POS / BOS 1 with the bow of the EPS 2 is carried out through the transition compartment 13, on which four solid-propellant boosters 15 are mounted using drop pylons 14, used at the start or during rescue. Communication and POS / BOS 1, and ROS 3 with the Λ-shaped space 16 of the building 2 of the air force is provided by the nodes 17 of docking / undocking. nineteen.

Планер ВПС 2 выполнен с Л-образным корпусом по схеме «тандем», имеет ПСК 20 с внешними их флапперонами 21 и внутренними закрылками 22, двумя НКГ 23 и двумя ГОСТ 24, заднее ХОК с переменной стреловидностью двумя верхними 25 и двумя нижними 26 консолями, имеющими соответственно рули направления 27 и высоты 28, а также носовой отсек 29 с его головным обтекателем 30, но и четырехстоечное шасси с колесами 31, установленное на стойках обтекателей 32, смонтированных на концах консолей 25-26 ХОК. Каждый обтекатель 32 на конце снизу снабжен полусферическими створками (на фиг. 1-4 не показано), закрывающими каждое небольшое колесо 31. Каждый ЛВЗ их НКГ 23 и ПКГ 24 имеет подвижное центральное конусное тело 33. В кормовой части ВПС 2 имеется более чем один его КМРД 34 и реактивная система стабилизации и управления 35. Кормовые обтекатели 36 ПОС/БОС 1 и РОС 3 имеют выдвижные четыре опоры 37 при совместной посадке на хвост с колесным шасси ВПС 2 в составе вертикально садящегося СВКК. На конце носовой части 29 вершйны Л-образного корпуса ВПС 2 смонтирована грузовая лебедка 38 с тросом 39 и конусным ловителем с захватом 40, взаимодействующим с выдвижной штангой 41 ПОС/БОС 1, которые пристыковываясь наравне с боковыми узлами 17 стыковки ВПС 2 и ПОС/БОС 1, обеспечивают жесткую систему крепления с одновременным складыванием в ПОС/БОС 1 консолей ВРК 5.The VPS 2 airframe is made with an L-shaped tandem hull, has a PSK 20 with their external flapperons 21 and internal flaps 22, two NKG 23 and two GOST 24, a rear HOK with variable sweep two upper 25 and two lower 26 consoles, having rudders 27 and heights 28, respectively, as well as the nose compartment 29 with its head fairing 30, but also a four-rack chassis with wheels 31 mounted on racks of fairings 32 mounted on the ends of the consoles 25-26 HOK. Each fairing 32 at the bottom end is equipped with hemispherical flaps (not shown in Figs. 1-4) that cover each small wheel 31. Each LVZ of their NKG 23 and PKG 24 has a movable central conical body 33. In the aft part of the VPS 2 there are more than one its KMRD 34 and a reactive stabilization and control system 35. Aft fairings 36 POS / BOS 1 and ROS 3 have four retractable supports 37 when landing on the tail with a VPS 2 wheeled chassis as part of a vertically landing SVKK. At the end of the bow 29 of the top of the L-shaped body of the EPS 2, a cargo winch 38 with a cable 39 and a cone catcher with a grip 40 interacting with the retractable rod 41 POS / BOS 1, which are docked on a par with the side nodes 17 of the docking of the VPS 2 and POS / BOS 1, provide a rigid fastening system with simultaneous folding in the POS / BOS 1 of the VRK 5 consoles.

Комплекс средств возврата и посадки позволяет осуществить после отделения от второй ступени ПОС/БОС 1 и полет ВПС 2 с РОС 3, и вертикальную их посадку на посадочную площадку плавучего космодрома. Указанный комплекс включает:The set of return and landing facilities allows, after separation from the second stage of the POS / BOS 1, both the flight of the UPU 2 with the ROS 3, and their vertical landing on the landing site of the floating spaceport. This complex includes:

- реактивную систему управления 35 (РСУ);- reactive control system 35 (RCS);

- механизированное ПСК 20 малого удлинения с внешними флапперонами 21;- mechanized PSK 20 small elongation with external flapperons 21;

- заднее ХОК со стреловидными консолями 25-26, имеющими на их законцовках обтекатели 32 с амортизирующими стойками шасси и небольшими колесами 31;- rear HOK with swept consoles 25-26, having fairings 32 on their ends with shock-absorbing landing gear and small wheels 31;

- стреловидные консоли 25 и 26 ХОК с рулями направления 27 и высоты 28;- arrow-shaped consoles 25 and 26 HOK with rudders 27 and height 28;

- механизмы поворота 42 и фиксации ППШ 43 с их левыми передним 44/задним 45 ПНВ и правыми передним 46/задним 47 ПНВ, а также и укладки ППШ 43 в ниши ВОК 48 с автоматическими их створками (на фиг. 1-4 не показано);- mechanisms for turning 42 and fixing PPSh 43 with their left front 44 / rear 45 NVG and right front 46 / rear 47 NVG, as well as laying PPSh 43 in the niches of the VOK 48 with their automatic doors (not shown in Fig. 1-4) ;

- для укладки ППШ 43 и их ПНВ 44-47 снаружи корпуса 2 ВПС расположены в плоскости консолей 25-26 ХОК четыре ВОК 48, передние части которых закрываются козырьками 49, отклоняющимися от внешнего контура обтекателя 30;- for laying PPSh 43 and their PNV 44-47 outside the body 2 of the VPS, four VOK 48 are located in the plane of the consoles 25-26 HOK, the front parts of which are closed by visors 49 deviating from the outer contour of the fairing 30;

- механизм перемещения центрального конусного тела 33 в ЛВЗ их НКГ 23 и ПКГ 24 в четырехдвигательной комбинированной СУ (ЧКСУ);- a mechanism for moving the central conical body 33 in the LVZ of their NKG 23 and PKG 24 in a four-engine combined SU (CHKSU);

- посадочное устройство в составе четырехопорного шасси 31 на заднем ХОК 25-26 с дополнительными выдвижными опорами 37 на ПОС/БОС 1 и РОС 3;- landing gear as part of a four-bearing landing gear 31 on the rear HOK 25-26 with additional retractable supports 37 on POS/BOS 1 and ROS 3;

- бортовую систему управления и комплекс рулевых следящих систем (на фиг. 1-4 не показано), обеспечивающих автоматическую вертикальную посадку на более чем одну площадку малых размеров, вынесенную отдельно от плавучего космодрома.- an on-board control system and a complex of steering servo systems (not shown in Figs. 1-4) that provide automatic vertical landing on more than one small area, taken out separately from the floating spaceport.

РСУ 35 предназначена для обеспечения управляемого полета крылатого СВКК с момента отделения от ВПС многоразового ПОС/БОС 1 на внеатмосферном участке полета до входа в плотные слои атмосферы и на начальном этапе атмосферного полета. РСУ 35 выполнена в модульном исполнении, что обеспечивает автономность сборки, межполетного обслуживания и заправки компонентами топлива.RSU 35 is designed to provide controlled flight of the winged SVKK from the moment of separation of the reusable POS/BOS 1 from the EPS in the extra-atmospheric flight segment to the entry into the dense layers of the atmosphere and at the initial stage of atmospheric flight. DCS 35 is made in a modular design, which ensures autonomy of assembly, inter-flight maintenance and refueling with fuel components.

ЧКСУ предназначена для создания тяги, необходимой для возвратного полета ВПС с РОС 3 или ПОС/БОС 1 в зону плавучего космодрома, выполнения посадочных маневров и осуществления вертикальной посадки. ЧКСУ включает в себя:The CHKSU is designed to generate the thrust necessary for the return flight of the EPS with ROS 3 or POS/BOS 1 to the area of the floating spaceport, performing landing maneuvers and performing a vertical landing. CHKSU includes:

- в двух НКГ 23 и двух ПКГ 24 имеется четыре КТРД с отбором мощности от их валов на привод в ЧВНС-Х4 четырех толкающих ПНВ 44-47;- in two NKG 23 and two PKG 24 there are four KTRD with power take-off from their shafts to drive four pusher PNV 44-47 in CHVNS-X4;

- управление вектором тяги круглых сопел 50 КТРД в НКГ 23 и ПКГ 24 ее ВПС;- control of the thrust vector of round nozzles 50 KTRD in NKG 23 and PKG 24 of its EPS;

- топливную систему с топливными баками, трубопроводами и агрегатами;- fuel system with fuel tanks, pipelines and units;

- элементы системы управления двигательной установкой.- elements of the propulsion system control system.

Основные агрегаты его ЧКСУ расположены в носовом отсеке 29 и КТРД в НКГ 23 и ПКГ 24. В состав топливной системы ЧКСУ входят основные баки, расположенные в межбаковом отсеке корпусов 2 ВПС, а также расходный и балансировочный баки (на фиг.1-4 не показано), которые расположены в носовом отсеке 29. Балансировочный бак предназначен для изменения центровки ВПС с РОС 3 и/или ПОС/БОС 1 в составе СВКК и в зависимости от требований продольной его балансировки на различных скоростях полета. Воздух в двигатели поступает через автономные лобовые воздухозаборники в НКГ 23 и ПКГ 24. На пассивных участках траектории полета воздухозаборники закрыты в НКГ 23 и ПКГ 24 выдвижением центрального конусного тела 33, который затем втягивается перед запуском их КТРД.The main units of its ChKSU are located in the bow compartment 29 and KTRD in the NKG 23 and PKG 24. The composition of the fuel system ChKSU includes the main tanks located in the inter-tank compartment of the buildings 2 VPS, as well as supply and balancing tanks (not shown in Fig.1-4 ), which are located in the forward compartment 29. The balancing tank is designed to change the centering of the EPS with ROS 3 and / or POS / BOS 1 as part of the SVKK and, depending on the requirements of its longitudinal balancing at various flight speeds. Air enters the engines through autonomous frontal air intakes in NKG 23 and PKG 24. In the passive sections of the flight path, the air intakes are closed in NKG 23 and PKG 24 by extending the central conical body 33, which is then retracted before launching their KTRD.

Многоэлементный СВКК эксплуатируется следующим образом.Multi-element SVKK is operated as follows.

После стыковки в техническом комплексе ВПС 2 с РОС 3 и ПОС/БОС 1 тяжелого класса и присоединения в пакет трех СВКК их узлами стыковки 51 и соответствующего взлетного их веса доставляется на стартовое устройство, где производится его заправка и проводятся предстартовые проверки. Перед стартом и после выдвижения заслонок 12 в гондолах 10 и конусного тела 33 каждого ЛВЗ в НКГ 23 и ПКГ 24 закрывается их вход для защиты от воздействия набегающего потока воздуха внутреннего объема их криогенных и КТРДФ, и КТРД в зоне повышенных скоростных напоров. Затем в каждом СВКК запускаются КМРД 34 в ВПС 2 и КМРД 18 в РОС 3 и начинается их полет по заданной программе. После выработки топлива в их ВПС 2 и РОС 3 происходит выключение их КМРД 34 и 18. Одновременно обеспечивается безударное отделение второй ступени- ПОС/БОС 1 от центрального СВКК после того как два крайних СВКК в пакете отделятся от центрального. Затем ПОС/БОС 1 отделяется от его ВПС 2 с РОС 3 и продолжает дальнейший полет, который завершается выведением на орбиту полезного груза. Полет многоразовых элементов СВКК после отделения осуществляется в автоматическом режиме. Соотношением между объемом топливных баков ПОС/БОС 1 и объемом топливных баков ВПС 2 с РОС 3 в их СВКК в пределах от 0,6 до 1, т.к. введено ограничение по распределению масс в их составе, при выполнении которого в момент разделения их скорость не будет превышать 1600 м/с, а высота 56 км. После разделения трех СВКК они продолжают двигаться по баллистической траектории. При этом вследствие уменьшения скоростных напоров требуемая ориентация их ВПС 2 обеспечивается работой реактивной системы их стабилизации 35. На нисходящей части их траектории выставляется ВПС 2 на угол атаки, обеспечивающий оптимальный режим торможения с учетом ограничений по величине перегрузок. По мере нарастания скоростных напоров угол атаки изменяется, и в работу включаются аэродинамические органы управления 21, 27 и 28 их ВПС 2 с РОС 3. В то же время ограничение скорости и высоты полета каждого СВКК в момент разделения, позволяет обеспечить необходимый тепловой режим их ВПС 2 и носового отсека 29 за счет использования в наиболее теплонапряженных местах обшивки из стальных или титановых сплавов. Благодаря этому достигается экономия массы, исключается необходимость послеполетного обслуживания обшивки. Кроме того, в многоразовой ВПС 2 «экранируются» также и его КТРД в каждой и НКГ 23, и ПКГ 24, что позволяет обеспечить им приемлемый тепловой режим без дополнительной теплозащиты.After docking in the technical complex EPS 2 with ROS 3 and POS / BOS 1 of heavy class and joining the package of three SVKK by their docking points 51 and their corresponding take-off weight is delivered to the launch device, where it is refueled and pre-launch checks are carried out. Before the start and after the extension of the shutters 12 in the gondolas 10 and the conical body 33 of each LVZ in the NKG 23 and PKG 24, their entrance is closed to protect the internal volume of their cryogenic and KTRDF and KTRD in the zone of increased velocity pressures from the impact of the oncoming air flow. Then, in each SVKK, KMRD 34 in VPS 2 and KMRD 18 in ROS 3 are launched and their flight begins according to a given program. After running out of fuel in their EPS 2 and ROS 3, their KMRD 34 and 18 are turned off. Then POS/BOS 1 separates from its EPS 2 with ROS 3 and continues further flight, which ends with the launch of the payload into orbit. The flight of reusable SVKK elements after separation is carried out in automatic mode. The ratio between the volume of fuel tanks POS / BOS 1 and the volume of fuel tanks VPS 2 with ROS 3 in their SVKK in the range from 0.6 to 1, because a restriction was introduced on the distribution of masses in their composition, under which, at the time of separation, their speed will not exceed 1600 m/s, and their height will not exceed 56 km. After the separation of the three SVKK, they continue to move along a ballistic trajectory. At the same time, due to a decrease in velocity pressures, the required orientation of their EPS 2 is ensured by the operation of the reactive system for their stabilization 35. On the descending part of their trajectory, the EPS 2 is set to an angle of attack that provides the optimal braking mode, taking into account restrictions on the magnitude of overloads. As the velocity pressures increase, the angle of attack changes, and the aerodynamic controls 21, 27 and 28 of their APS 2 with ROS 3 are included in the work. 2 and nose compartment 29 due to the use of steel or titanium alloy cladding in the most heat-stressed areas. Thanks to this, weight savings are achieved, the need for post-flight maintenance of the skin is eliminated. In addition, in the reusable VPS 2, its KTRD in each of both NKG 23 and PKG 24 are also “shielded”, which allows them to provide an acceptable thermal regime without additional thermal protection.

На высотах порядка 22-23 км производится отключение стабилизации РСУ 35 и в дальнейшем управление полетом каждым ВПС 2 осуществляется с помощью аэродинамических органов их управления 21, 27 и 28. При достижении высоты около 6 км и скорости 750…800 км/час после втягивания конусного тела 33 каждого лобового воздухозаборника НКГ 23 и ПКГ 24 и запускаются их КТРД, получающие авиатопливо из баков. К этому моменту расстояние от возвращаемых СВКК до плавучего космодрома будет составлять не более 300…330 км. Дальнейший их полет в направлении космодрома морского старта, включая вертикальную посадку на хвост, также осуществляется в автоматическом режиме, с возможностью перехода на ручное управление пилотом-оператором с командного пункта плавучего аэродрома.At altitudes of the order of 22-23 km, the stabilization of the RSU 35 is turned off and, in the future, the flight control of each APU 2 is carried out using their aerodynamic controls 21, 27 and 28. Upon reaching an altitude of about 6 km and a speed of 750 ... 800 km / h after retracting the cone bodies 33 of each frontal air intake of NKG 23 and PKG 24 and their KTRD are launched, receiving jet fuel from tanks. By this time, the distance from the returning SVKK to the floating launch site will be no more than 300…330 km. Their further flight in the direction of the sea launch cosmodrome, including vertical landing on the tail, is also carried out in automatic mode, with the possibility of switching to manual control by the pilot-operator from the command post of the floating airfield.

После подлета каждого СВКК к плавучему космодрому при горизонтальном положении его корпуса раскладываются и фиксируются его ППШ 43 (см. фиг. 3) и два левых 44-45 и два правых 46-47 толкающих ПНВ подключаются к трансмиссии их муфтами сцепления и обеспечивают подъемную силу с реактивной тягой КТРД и центральным 18 КМРД в РОС 3. Затем ВПС 2 с БОС 1 конвертируются с реактивного самолета в турбовинтовентиляторный самолет ВВП с ЧВНС-Х4 и обеспечивается автоматический набор высоты до 1000 м для осуществления переходного режима полета и последующего пикирования над посадочной площадкой и выполнения маневра «свечка». После чего корпус ВПС 2 приводится в вертикальное положение и ПНВ 44-47 с реактивной тягой КТРД и центрального 18 КМРД в БОС 1 обеспечивают создание необходимой подъемной их тяги, но и достижение заданной скорости подъема для выполнения режима зависания с поворотом козырьков 49, которые создают аэродинамические силы торможения при последующей вертикальной посадке на хвост с заданной скоростью снижения. Управление движением СВКК на всех этапах полета осуществляется навигационным пилотажным комплексом, входящим в состав бортовой системы управления, которая обеспечивает прием и обработку информации от навигационных спутников и вырабатывает соответствующие сигналы управления. Полет заканчивается вертикальной посадкой на площадки стартово-посадочного комплекса плавучего космодрома и выключением КТРД и КМРД. После чего их ВПС 2 с БОС 1 доставляется в технический комплекс, где производится их послеполетное обслуживание, затем ВПС 2 с РОС 3 перемещается в зону сборки СВКК и для стыковки с ПОС/БОС 1, но и подготовки его к последующему применению и для выполнения следующей космической миссии.After the approach of each SVKK to the floating cosmodrome in a horizontal position, its hulls are laid out and fixed by its PPSh 43 (see Fig. 3) and two left 44-45 and two right 46-47 pushing NVGs are connected to the transmission by their clutches and provide lifting force with jet thrust KTRD and central 18 KMRD in ROS 3. Then VPS 2 with BOS 1 are converted from a jet aircraft into a turboprop-fan aircraft VVP with ChVNS-X4 and automatic climb up to 1000 m is provided for the implementation of the transitional flight mode and subsequent dive over the landing area and perform candle maneuver. After that, the VPS 2 body is brought to a vertical position and NV 44-47 with jet thrust KTRD and central 18 KMRD in BOS 1 provide the creation of the necessary lifting thrust, but also achieve the specified lifting speed to perform the hovering mode with the rotation of the visors 49, which create aerodynamic braking force during subsequent vertical tail landing with a given rate of descent. SVKK traffic control at all stages of flight is carried out by the navigation flight complex, which is part of the onboard control system, which provides reception and processing of information from navigation satellites and generates appropriate control signals. The flight ends with a vertical landing on the platforms of the launch and landing complex of the floating spaceport and turning off the KTRD and KMRD. After that, their EPU 2 with BOS 1 is delivered to the technical complex, where their post-flight maintenance is carried out, then EPU 2 with ROS 3 moves to the assembly area of the SVKK and for docking with the FOS / BOS 1, but also preparing it for subsequent use and for performing the next space mission.

Благодаря применению многоэлементного СВКК обеспечивается увеличение в стартовой массе БОС доли массы полезного груза на 26-35%, чем в сравнении с МРБ Falcon 9, но и достигается благодаря увеличению ракетного топлива в БОС при использовании ВПС с БОС легкого класса в УкСТ (см. фиг. 3) и совершении полета без угла атаки. Этому способствует также ограничение на распределение масс в СВКК с УкСТ, благодаря которому ограничивается скорость ВПС в момент разделения, за счет чего уменьшается расстояние до места посадки на плавучем космодроме, которое ВПС преодолевает в режиме самолетного полета, что ведет к снижению массы топлива для КТРД. Кроме того, благодаря экранированию Л-образным корпусом ВПС выводимого БОС без системы спасания снижаются тепловые нагрузки на него, за счет чего экономится масса, расходуемая на обеспечение требуемого теплового режима. Одновременно, за счет того, что дельтовидный корпус БОС размещен в Λ-образном корпусе ВПС, что также предопределяет уменьшение в 2,35 раза высоты СВКК с УкСТ на его старте/посадке в сравнении с тандемной схемой сопоставимого космоплана ОК-М и РН «Зенит» проекта НПО «Молния».Thanks to the use of a multi-element SVKK, an increase in the share of the payload mass in the launch mass of the BOS is provided by 26-35% than in comparison with the Falcon 9 MRB, but it is also achieved due to an increase in propellant in the BOS when using an EPS with a light-class BOS in UKST (see Fig. .3) and flying without an angle of attack. This is also facilitated by the restriction on the distribution of masses in the SVKK with UKST, due to which the speed of the EPS at the time of separation is limited, due to which the distance to the landing site on the floating spaceport is reduced, which the EPS overcomes in the aircraft flight mode, which leads to a decrease in the mass of fuel for the KTRJ. In addition, due to the L-shaped EPS shielding of the removed BOS without a rescue system, thermal loads on it are reduced, thereby saving the mass spent on providing the required thermal regime. At the same time, due to the fact that the delta-shaped body of the BOS is located in the Λ-shaped body of the VPS, which also predetermines a 2.35-fold decrease in the height of the SVKK with UKST at its launch / landing in comparison with the tandem scheme of a comparable spaceplane OK-M and LV Zenit »project of NPO Molniya.

Все сказанное выше увеличивает экономический эффект от применения многоразовой ВПС, использующей для вертикальной посадки ПНВ с их диаметром D=8,5 м и четыре КТРД типа РД-33КФ с УВТ и тягой по 5400 кгс для возвращаемой массы 44,44 тонн ВПС и ее приведения на посадочную площадку плавучего космодрома, а не на плавающую платформу, расположенную на удалении 546 км от места старта, как у ускорителя Falcon 9, но и с применением КТРД и их соответствующим расходом авиатоплива до 6400 кг на перелет 546 км и вертикальную посадку, что почти в 9,4 раза экономичнее, чем у сопоставимого ускорителя Falcon 9 с его ЖРД при выполнении вертикальной посадки. Этому же способствует использование как для эксплуатации ВПС и технологии короткого взлета-посадки (КВП) при горизонтальном положении ее корпуса на аэродромных полосах, но и регулируемо-запираемых ЛВЗ при их работе вплоть до высоты 22-23 км и скорости порядка 2,5Мв КТРД с их тягой 21,6 тс, которая полностью компенсирует массы всех ППШ и их ПНВ с трансмиссией.All of the above increases the economic effect of the use of a reusable EPS, which uses NVGs with their diameter D = 8.5 m for vertical landing and four RD-33KF type turbojet engines with UVT and a thrust of 5400 kgf for a return weight of 44.44 tons of EPS and its reduction to the landing site of a floating spaceport, and not to a floating platform located at a distance of 546 km from the launch site, like the Falcon 9 booster, but also with the use of KTRD and their corresponding aviation fuel consumption of up to 6400 kg for a flight of 546 km and a vertical landing, which is almost 9.4 times more economical than a comparable Falcon 9 booster with its LRE when performing a vertical landing. This is also facilitated by the use both for the operation of the air force and the technology of short takeoff and landing (STOL) with a horizontal position of its hull on the airfield strips, but also of adjustable-lockable distillates during their operation up to an altitude of 22-23 km and a speed of about 2.5 Mv KTRD with their thrust is 21.6 tf, which fully compensates for the masses of all PPSh and their night vision devices with transmission.

Агрегаты и элементы конструкции предлагаемого многоэлементного СВКК являются широко используемыми в ракетно-космической и авиационной технике. Поэтому заявляемое изобретение может быть осуществлено на ракетно-космических и авиационных заводах с использованием современных материалов и технологий. Если техническое решение с ЧКСУ на базе КТРД и их ПНВ применить в создании многоразового СВКК и объединить для использования в системе «Морской Старт», то получится перспективный результат и гораздо более безопасный и экономически предпочтительный, чем МРБ типа «Falcon 9», который с ракетно-динамическим способом его возвращения на место старта израсходует 30 тонн ракетного топлива, что в конечном итоге уменьшает максимально выводимый полезный груз РН на 30-40%, а использование в атмосфере ВПС в качестве вертикально-посадочного модуля возвращаемого БОС/ПОС, позволит увеличить на 30% массу возвратного груза с орбиты.The units and structural elements of the proposed multi-element SVKK are widely used in rocket and space and aviation technology. Therefore, the claimed invention can be implemented at rocket and space and aircraft factories using modern materials and technologies. If the technical solution with the ChKSU based on the KTRD and their night vision devices is used to create a reusable SVKK and combined for use in the Sea Launch system, then a promising result will be obtained and much safer and more economically preferable than the Falcon 9 type MRB, which - dynamically returning it to the launch site will consume 30 tons of rocket fuel, which ultimately reduces the maximum output payload of the launch vehicle by 30-40%, and the use of the EPS in the atmosphere as a vertical landing module of the returned BOS / POS will increase by 30 % mass of return cargo from orbit.

Поэтому целесообразно освоить более компактные, а значит, и куда более дешевые в эксплуатации унифицированные беспилотные орбитальные корабли семейства, например, БОС: БОС-Л, БОС-С и БОС-Т соответственно легкого, среднего и тяжелого класса. Поскольку, они должны будут выводиться в космос с помощью унифицированного многоэлементного СВКК в соответствующем количественном составе ВПС и РОС, то многоразовый БОС-Л, имея массу всего 15 т при размахе ВРК 9,3 м и длине корпуса 15 м, будет выводить в космос до 3,5 т полезного груза. Многоразовый БОС-С если будет вдвое тяжелее БОС-Л, то, имея массу 32 т при размахе ВРК 11,6 м и длине корпуса 18,8 м, будет выводить в космос до 10 т полезного груза. Многоразовый БОС-Т если будет вдвое тяжелее БОС-С, то, имея массу 64 т при размахе ВРК 14,5, м и длине корпуса 23,5 м, будет выводить в космос до 20 т полезного груза. Кроме того, по тандемной (укороченной) схеме с СВКК в составе с БОС-Л длина его ВПС при вертикальном старте составит 25 м, а с системой спасания при запуске БОС-Л, БОС-С и БОС-Т в тандемной (удлиненной) схеме с СВКК длина его увеличится для сопоставимых условий до 44 м, 56 м и 71 м соответственно.Therefore, it is advisable to master more compact, and therefore much cheaper to operate, unmanned unmanned orbital spacecraft of the family, for example, BOS: BOS-L, BOS-S and BOS-T, respectively, light, medium and heavy class. Since they will have to be launched into space with the help of a unified multi-element SVKK in the appropriate quantitative composition of the EPU and ROS, the reusable BOS-L, having a mass of only 15 tons with a SVK span of 9.3 m and a hull length of 15 m, will launch into space up to 3.5 tons payload. The reusable BOS-S, if it is twice as heavy as the BOS-L, then, having a mass of 32 tons with a wing span of 11.6 m and a hull length of 18.8 m, will launch up to 10 tons of payload into space. The reusable BOS-T, if it is twice as heavy as the BOS-S, then, having a mass of 64 tons with a wing span of 14.5 m and a hull length of 23.5 m, will launch up to 20 tons of payload into space. In addition, according to the tandem (shortened) scheme with the SVKK as part of the BOS-L, the length of its VPS with a vertical launch will be 25 m, and with the rescue system when launching the BOS-L, BOS-S and BOS-T in a tandem (extended) scheme with SVKK, its length will increase for comparable conditions to 44 m, 56 m and 71 m, respectively.

Для чего, с учетом опыта НПО «Молния» в разработке орбитальных кораблей (ОК) типа ОК-М с взлетной его массой 15 т, а также того, что концепция СВКК является масштабируемой, то для отработки технологии его ВПС целесообразно создать демонстратор - беспилотный самолет ВВП (БСВВП). Палубный БСВВП-2,5 исполнения ЧВНС-Х4 с ПСК, задним ХОК и четырьмя ТРД типа РД-1700 с УВТ и тягой по 1700 кгс, приводящими 44% их мощности четыре ПНВ с их диаметром D=3,6 м или создающими реактивную тягу с подъемными или убранными ПНВ в ниши его ВОК, представляет собой БСВВП-авианосец ВВП с дальностью полета 1580/2980 км при выполнении технологии ВВП/КВП и взлетным весом 12,7 т, несущий в Λ-образном корпусе один возвращаемый «ведомый» БПЛА-ракетоносец с его весом 2,5 т и ПКР Х-35.Why, taking into account the experience of NPO Molniya in the development of orbital spacecraft (OK) of the OK-M type with a take-off mass of 15 tons, and also the fact that the SVKK concept is scalable, it is advisable to create a demonstrator - an unmanned aircraft GDP (BVVP). Deck BVVP-2.5 version CHVNS-X4 with PSK, rear HOK and four turbojet engines of the RD-1700 type with UVT and thrust of 1700 kgf each, bringing 44% of their power four night vision devices with their diameter D = 3.6 m or creating jet thrust with lifting or retracted night vision devices in the niches of its FOC, is a BVVP-aircraft carrier of the GDP with a flight range of 1580/2980 km when implementing the technology of the GDP / STOL and a take-off weight of 12.7 tons, carrying one returnable "slave" UAV in a Λ-shaped body - missile carrier with its weight of 2.5 tons and X-35 anti-ship missiles.

Claims

1. Composite aerospace complex (SVKK), including the second stage and the first stage booster (UPS) with rocket engines (RD) and control engines, which are interconnected in the form of a cruise missile with a low wing mounted on the UPS body , having on the wing keels and turbojet engines (TRD) of the power plant (SU), but also a landing gear, characterized in that it contains a shortened or extended tandem scheme (UkST or UdST) returned with more than one oxygen-methane taxiway (KMRD ) the first and second stages (VPS and VVS), the last of which is an upper stage or unmanned or manned orbital aircraft (ROS or BOS or POS) using at the start in the inter-hull space of the VPS or from above the VPS with a rescue system, or in their combination, respectively , made according to the "tailless" scheme with a deltoid-shaped carrier body in plan and thermal shielding along the rounded sides and on its lower side, but also the edges and edges of a high-lying wing (HWP) having a transverse V with an angle of ϕ=+25° and folding swept consoles up at an angle of 45° and 90° and their placement from the horizontal at angles of 70° and 115°, respectively, and on both sides of axes of symmetry or keel in the aft nacelles on top of the ROS or POS, BOS, two afterburner turbojet engines (TRDF) were mounted, used in the atmosphere with their frontal air intakes (LVZ) in the afterburner / afterburner mode of aircraft flight, ensuring the corresponding thrust-to-weight ratio of at least 0.48 / 0, 81 of the returned mass of the POS, BOS as one turbofan engine or a central KMRD out of three or in their combination with a horizontal / vertical position of its hull, while with an interhull Λ-shaped space, the VPS is made according to the aerodynamic configuration "tandem" with a rear X-shaped wing (HOK) when viewed from the rear, having spaced consoles mounted on each body, deflected outward at an angle of 45 ° -60 ° from the plane of symmetry and provided in the gondolas of the root parts of the front about the swept wing (PSK) by more than one of the mentioned turbojet engines, which are installed in two underwing and two overwing nacelles (PKG and NKG) mounted along each VPS body with their LVZ configured for subsonic and supersonic operation, but also power take-off on drive of propellers (NV) used in the atmosphere in conjunction with a turbojet engine for a return horizontal cruising flight, but also when performing vertical take-off and landing (VVP) technology in a four-rotor carrier scheme (CHVNS), equidistant in plan from the center of mass, mounted at the ends rotary profiled rods (PPSh) deviating forward and backward in flight from the sides of the VPS hull at an angle of 84 ° -88 ° in a vertical plane located in the plane of the HOK consoles and on their turning units installed in front of the center of mass, used according to the pushing scheme for automatic vertical landing at the launch site with diagonally located HB rotating in the same direction, after unfolding their four four PPSh, made both with their free rotation during the passage of their blades, respectively, in front of the EPS body and the consoles of its PSK, and in the form of one-or two-bladed HBs (ONV or DNV), respectively, with profiled counterweights or with equal or different-sized blades, the smaller of the latter, forming balanced one-and-a-half-blade HB (PNV), have a radius determined from the ratio: R _men \u003d (1/2 ... 1/3) × R _bol , m (where R _bol is the radius of the larger blade), but also with their rigid fastening blades, without their automatic swashplate, the ability to change their common pitch, automatically set their blades to the position of their autorotation, but are also designed in such a way that after they are disconnected from the transmission, the blades of their night vision devices are fixed along the corresponding PCA, which, in their folded position, are installed along the sides of each VPS hull and fit into the corresponding niches of the outer hull fairings (VOK) with automatically opening longitudinal doors, but are also placed in smaller lobes side view, and in the four-engine combined control system (CHKSU) each round nozzle of its turbojet engine is equipped with a thrust vector control system (UVT), which creates a synchronous marching system, but also in-phase or differentially separately deviated by an angle of 20 ° from the horizontal / vertical jet thrust directed only respectively up and down/forward and backward from the center line of the UCS to perform its flight in the horizontal/vertical position of the VPS body in the configuration of a jet aircraft/turbopropfan aircraft of the VPS, but also to change the balancing, respectively, in pitch, or roll/pitch , or yaw, while the outer sides of the bow of each Λ-shaped hull of the EPU in places on the side of the jet nozzles of each turbojet engine are equipped with heat-resistant shields or have a heat-resistant coating, and the mid-positioned PSC, containing flapperons and inner flaps along its entire span, has an area of 41 -42% of the total area of the two wings, providing which during the return of one EPS in the atmosphere as an aircraft, the specific load on them is 360 kg / m ² and their small elongation (λ) λ = 1.84 and λ = 1.65, respectively, at the PSK and HOK, while the HOK console, having a variable sweep , contain at their ends fairings with shock-absorbing struts of a four-support non-retractable landing gear and small self-aligning wheels for performing a vertical landing on the tail in the flight configuration of a turbopropfan aircraft, and the lower part of each landing gear fairing, carried out with the tips of the HOK consoles back along the flight from the nozzles of the VPS jet engines, is equipped with in continuation of its outer diameter with hemispherical left and right wings, which, closing in a vertical plane located parallel to the plane of symmetry, close a small wheel, while the retractable shutter of each distillery, mounted on the body and the air force, and the air force before the inlet of the distillery, is able to deviate in both up/down directions for corresponding full closing/away protection of the air inlet from the aerodynamic flow, and the power connection of the output POS / BOS, for example, with the EPS and its docked ROS in the SVKK with the UdST, is provided through the transition compartment, on which four solid-propellant boosters of the rescue system are mounted using drop pylons, increasing the power of the SVKK in the standard in flight and creating an emergency compartment and controlled withdrawal of the POS / BOS in case of an accident.

2. SVKK according to claim 1, characterized in that to ensure the operation of the mentioned turbojet engines at the flight altitude of both the Air Force and the Air Force up to and more than 22-23 km in front of each of their mentioned LVZ with their said retractable damper, which is a central conical body , made in the form of a movable nose cone, capable of retracting and extending in both directions back and forth for the corresponding required opening and until the air inlet of the LVZ is completely closed from the aerodynamic flow, while in the modes of GDP and hovering in the said ChKSU, the left and right pairs of the mentioned turbojet engines have to select part of 40 ... 44% of their power through their clutches, the front outputs of their shafts, laid in the bow of the EPU body and rotationally connected to their angular gearboxes in the vertical plane, having output shafts that rotationally connect each pair of turbojet engines with the left and right T -shaped in terms of connecting gearboxes, which are mounted in the forward part of the said EPU body, have both the synchronizing shaft connecting them and the side output shafts, each of which transmits the distributed power to each angular gearbox in the plan, which is integrated with the turning unit of each PPSh mentioned and, in turn, its output shaft, laid in the toe of the PPSh, transmits torque to the angular in vertical plane to the gearbox of the corresponding NVG, the design of the blades of which determines the reduction in the length of the transmission shafts, the said side FOC and their wings, and in the modes of GDP and hovering of the mentioned VPS with its CHVNS-X4, roll control is carried out by changing the pitch of two left and two right NVG, with at the same time, in the modes of GDP and hovering of the HPU with a specific load on the power of its mentioned CHKSU, component ρ _N = 1.3-1.65 kg / hp, the mentioned turbojet engines, providing lifting jet thrust, which is 16-20% of the total lifting thrust, made with elements of digital program control, combining both the synchronization system of the turbojet cascade, equipped with the last ovally connected by a block for reducing the pressure in the compressor of their turbojet engines, a block for generating a set value for the rotational speed and angular position of their turbine blades and executive bodies that correct the angular mismatch of the blades in the turbojet cascade and provide a given fuel consumption that generates the required power, and an adaptive control system for the formation of safe flight (UFBP) with specific vertical thrust-to-weight ratio in CHVNS-X4, which, taking into account losses from blowing the PPSh themselves, ρ _W = 1.25, includes both take-off and emergency modes of operation of the turbojet engine (BP and CR) when selecting their required power to the drive of the mentioned NVGs, respectively, for example, in the mentioned ChKSU both from four operating TJs and from three of the operating TJs with automatic equalization and equal redistribution of the remaining power between NVDs in case of failure of the corresponding TRD, for example, even in the latter case after automatic activation of the PD operation remaining in the work of the turbojet engine, which with a specific vertical thrust-to-weight ratio in the ChKSU, which is ρ _W = 1.25, they will provide an emergency vertical landing mode for 0.5 minutes, and to perform a flight from the air force manufacturer to the launch site, for example, a floating spaceport, it is equipped with an integrated control system, equipped with communication with the global positioning system and the command and control system of the power plant with an electric remote control system (ED-SU), but is also made with the possibility of remote control by the operator both from a command post on the ground or a floating spaceport, and during its visual control from a board nearby flying refueling aircraft, and is also equipped in the inter-tank part of each EPS hull with the main fuel tank, but also with a retractable in-flight refueling system mounted on top of the forward part of the EPS hull and to the left of its longitudinal axis, while in the SVKK with the aforementioned UKST when placed ROS, POS/BOS in interhull Λ-shaped space B Substation on the sides of their hulls and EPS have docking / undocking nodes, respectively, on the outer and inner sides of mating hulls, and each SVKK with UKST on the bow and aft parts of the EPS below or below and above the mentioned Λ-shaped hull has docking nodes of two or three such SVKK, allowing them to be used in the corresponding schemes after folding the lower or in the central SVKK of all consoles and the HOC of their EPS, and the VRC of their BOS, which deviate outward and are fixed perpendicular to the plane of symmetry, and in one or in docked two or three SVKK with UKST all mentioned their CMRD of one EPS with BOS or two EPS with ROS and BOS or three EPS with two ROS and BOS operate on fuel from their tanks, put BOS into orbit at a height of 55-56 km at a speed of 2 km / s while simultaneously transferring fuel from booster EPS and ROS in the tanks of the BOS being launched into orbit, while with the horizontal position of the air force hull to perform takeoff and landing in the mode of its flight as a jet aircraft, two The fairing of the chassis of the lower folded at an angle of 20 ° -35 ° of its HOK consoles are equipped at their ends with turning units that deflect downward and back upward at an angle of 90 ° in the vertical plane along with the fact that the VPS body is equipped with retractable main racks of a wheeled chassis of a bicycle type.

3. SVKK according to any one of paragraphs. 1, 2, characterized in that after completing the mission and returning, for example, the BOS in the mode of aircraft flight in the atmosphere has the ability to use a retractable wheeled landing gear when landing or dock to the air force during their horizontal joint flight using flexible mounts between them with their systems automatic docking / undocking to perform, respectively, maneuvers of bringing to the runway of the airfield with a horizontal landing and the use of load-bearing aerodynamic surfaces with a braking parachute system of the BOS or to the area of the launch complex, for example, the sea launch system after the docking of the BOS with the air force for their joint vertical landing for more than than one site mounted with a floating spaceport or taken out separately from it, while along the axis of symmetry at the end of the bow of the L-shaped hull of the UPU, a cargo winch is mounted with automatic control and a cable with a cone catcher with a gripper at its end, allowing at a distance that is a multiple of the length of the EPU hull, make a safe approach of the BOS to it in the flight configuration of the aircraft and, after equalizing their flight speeds, perform preliminary docking by means of a flexible attachment system with a mating part located at the end of the BOS nose retractable rod, moreover, after preliminary docking of the BOS to the EPS, which is pulled by a cargo winch to the main docking / undocking unit of the rigid capture and attachment system with automatic observance by each BOS and EPS autopilot of the alignment of the two docking points of the rigid capture and attachment system, but also of the translational approach of equal size with the required pulling of the BOS along the axis of the EPS cargo winch to the main node of the rigid system of its fastening, which, interacting with the mating part of the node of the rigid system of fastening of the BOS, docking on a par with the side nodes of the UPU and BOS docking, provides a rigid system of fastening with simultaneous folding into the BOS of consoles B RK and performing a jointly-docked horizontal flight, while the docked airflights with a light BOS are converted into a turbopropfan composite aircraft with a ChVNS-X4 to provide automatic climb up to 1000 m and perform a transitional flight mode with subsequent dive over a landing site, for example, a floating airfield and performing the “candle” maneuver and when the A-shaped hull of the EPS is brought to a vertical position and its mentioned night vision devices and their cryogenic and turbojet engines in the EPS, and turbofan engines in the BOS or only the central KMRD in the BOS or in their combination create the appropriate lift and afterburner and afterburner jet thrust, but also achieving a given rate of ascent with hovering and subsequent vertical landing on the tail with a given rate of descent, moreover, to the said landing gear on the HOK VPS, the stern fairings of the hulls and ROS, and POS / BOS have deployable or retractable four supports for joint their landing on the tail with the provision of vertical their positions.