космический аппарат

Формула изобретения

Космический аппарат, включающий фюзеляж с кабиной для экипажа, хвостовое оперение в виде двух килевых стоек и нижнего и верхнего стабилизаторов, отсек полезной нагрузки, крыло с множественной стреловидностью, силовую установку, систему орбитального маневрирования с исполнительными элементами и шасси в виде многоосной тележки, носового колеса и хвостового управляемого колеса, отличающийся тем, что он снабжен двумя расположенными по бокам фюзеляжа на плоскостях крыла секциями для пассажиров, кормовым люком с фланцем для сообщения с отсеком полезной нагрузки, полусферической крышкой, герметично и разъемно пристыкованной к упомянутому фланцу кормового люка, причем секции для пассажиров и отсек полезной нагрузки выполнены с иллюминаторами, на фланце кормового люка выполнены равномерно расположенные отверстия, во фланец кормовой крышки заделаны шпильки с резьбовым концом, а полусферическая крышка выполнена за одно целое с ручкой, размещенной в ее полости.

Описание изобретения к патенту

Известен космический аппарат, состоящий из фюзеляжа, снабженного кабиной экипажа, в носовой части которого находится центральное конусное тело, а в полости выполнен отсек полезной нагрузки, крыла с множественной стреловидностью, жестко связанного с фюзеляжем, имеющего силовую двигательную установку, систему орбитального ориентирования с исполнительными элементами, шасси, выполненное в виде многоосной тележки и носового колеса, и систему аварийного спасения экипажа с отделяемым отсеком (Газета "3а рубежом", 27(1356), 1986, с. 20-21 ).

Недостатками известного космического аппарата являются неэффективное использование внутреннего объема полости фюзеляжа для размещения полезных грузов ввиду расположения в нем двигательной установки, необходимость использования для взлета и посадки взлетно-посадочной полосы большой длины, небольшая скороподъемность вследствие использования для этого только подъемной силы крыла, невозможность спасения экипажа в случае аварии при нахождении на орбите, недостаточная маневренность в орбитальном полете, ограниченная возможность перемещения на летном поле аэродрома базирования из-за конструктивного исполнения.

Наиболее близким к изобретению по технической сущности является космический аппарат, содержащий фюзеляж с хвостовым оперением в виде двух вертикальных килевых стоек, нижнего стабилизатора, закрепленного на фюзеляже, и верхнего стабилизатора, закрепленного на концах килевых стоек и смещенного к хвостовой части фюзеляжа, в носовой части которого установлено центральное конусное тело, связанное с приводом, а между килевыми стойками под верхним стабилизатором размещена кабина экипажа, крыло со множественной стреловидностью, плоскости которого прикреплены к бокам переднего участка фюзеляжа, силовую установку, выполненную из двух стартовых и двух разгонных двигателей, установленных попарно на консолях крыла симметрично относительно продольной оси фюзеляжа, двух твердотопливных ракетных двигателей дополнительного ускорения, двух твердотопливных двигателей экстерного торможения, размещенных попарно в одном корпусе соплами в противоположные стороны и установленных на концах консолей крыла, шести жидкостных ракетных двигателей поперечной тяги, смонтированных в фюзеляже на поворотном кольце равномерно по его окружности с центром в центре масс аппарата, систему орбитального маневрирования с исполнительными элементами в виде твердотопливных двигателей малой тяги, установленных на концах стабилизаторов, и гиродинов, установленных в килевых стойках и на концах консолей крыла, систему аварийного спасения экипажа с отделяемым отсеком, который посредством подвижной платформы связан с кабиной экипажа и установлен в торце хвостовой части фюзеляжа, охватываемой обтекателем, и имеет средства для размещения экипажа, жизнеобеспечения, энергоснабжения и устройство обеспечения посадки в виде аэродинамического тормозного устройства в виде лепестков и парашютной системы, шасси, состоящее из многоосной тележки, носового колеса и хвостового поворотного колеса ( А.С. СССР, 2015080, кл. В 64 G 1/14, 1994 г.).

Недостатками указанного космического аппарата являются неприспособленность внутреннего объема фюзеляжа для размещения пассажиров, а также недостаточная его вместимость.

Задачей создания изобретения является расширение функциональной возможности.

Поставленная задача достигается тем, что космический аппарат, включающий фюзеляж с кабиной для экипажа, хвостовое оперение в виде двух килевых стоек, нижнего и верхнего стабилизаторов, отсек полезной нагрузки, крыло с множественной стреловидностью, силовую установку, систему орбитального маневрирования с исполнительными элементами и шасси в виде многоосной тележки, носового колеса, и хвостового управляемого колеса, согласно изобретению, снабжен двумя расположенными по бокам фюзеляжа на плоскостях крыла пассажирскими секциями, кормовым люком с фланцем для сообщения с отсеком полезной нагрузки, полусферической крышкой, герметично и разъемно пристыкованной к упомянутому фланцу кормового люка, причем пассажирские секции и отсек полезной нагрузки выполнены с иллюминаторами, на фланце кормового люка выполнены равномерно расположенные отверстия, во фланец кормовой крышки заделаны резьбовые шпильки, а полусферическая крышка выполнена за одно целое с ручкой, размещенной в ее полости.

Предлагаемый космический аппарат поясняется чертежами, где:

на фиг.1 - космический аппарат, вид сбоку;

на фиг.2 - то же, вид, сверху в плане;

на фиг.3- то же, вид спереди;

на фиг.4 - изображен кормовой люк;

на. фиг.5 - показан фланец кормового люка;

на фиг.6 - показана крышка кормового люка, поперечный разрез;

на фиг.7 - то же, вид по А на фиг.6;

Космический аппарат содержит фюзеляж 1 с одинаковым поперечным сечением на всей длине салона, кабиной экипажа, расположенной в передней части фюзеляжа, вертикальным оперением в виде двух килевых стоек 2,горизонтального оперения в виде нижнего стабилизатора 3, закрепленного на фюзеляже I и верхнего стабилизатора 4, закрепленного на концах килевых стоек 2 параллельно стабилизатору 3 со смещением относительно его к хвостовой части фюзеляжа 1. Технологические люки 5 для установки двигателей поперечной тяги выполнены в верхней части фюзеляжа 1. Окно 6 для выхода выхлопных газов выполнено в нижней части фюзеляжа 1. Окно 6 оборудовано створками 7 и пламяотражателем 8. Центральное конусное тело 9 с приводом "а" установлено в носовой части фюзеляжа 1. Крыло 10 с множественной стреловидностью плоскостями прикреплено к нижней части боковых поверхностей переднего участка фюзеляжа 1. Силовая установка выполнена из двух стартовых жидкостных ракетных двигателей 11 (ЖРД 11 ) и двух разгонных жидкостных ракетных двигателей 12 (ЖРД 12), закрепленных на консолях плоскостей крыла 10, на пилонах, шести жидкостных ракетных двигателей 13 (ЖРД 13) поперечной тяги, установленных через люки 5 в фюзеляже 1 на поворотном кольце 14 равномерно по его окружности с центром в центре масс аппарата, двух твердотопливных реактивных двигателей 15 (ТРД 15) экстерного торможения и двух твердотопливных ракетных двигателей 16 (ТРД 16) дополнительного ускорения, установленных на концах консолей ( плоскостей) крыла 10. Система орбитального маневрирования с исполнительными элементами, выполненными в виде твердотопливных двигателей 17 и 18 (ТД 17 и ТД 18) малой тяги, установленных на концах стабилизаторов 3 и 4 и гиродинов, установленных на килевых стойках 2 и на концах консолей крыла 10 (не показано). Кормовой люк 19 расположен в хвостовой части фюзеляжа 1 и выполнен с фланцем 20 с центральным отверстием 21 и отверстиями 22, равномерно расположенными на поверхности фланца 20.Крышка 23 кормового люка 19 выполнена по форме полусферы за одно целое с фланцем 24, с заделанными резьбовыми шпильками 25, и ручкой 26, находящейся в полости крышки 23. Прокладка 27 установлена на шпильки 25 между фланцем 20 и фланцем 24. Крышка 23 герметично и разъемно пристыкована к фланцу 20 кормового люка 19 посредством гаек 28, насаженных на шпильки 25.Отсек "б" полезной нагрузки выполнен на всей длине салона хвостового участка фюзеляжа 1. Две секции 29 для пассажиров расположены по бокам фюзеляжа 1 на плоскостях крыла 10.Иллюминаторы 30 выполнены на поверхности каждой секции 29.Иллюминаторы 31 выполнены на боковых поверхностях хвостового участка фюзеляжа 1. Полость секций 29 сообщена с полостью кабины экипажа (не показано). Фюзеляж 1 оборудован аварийным люком (не показано). В полости 1 секций 29 размещены удобные сидения для пассажиров (не показано). При необходимости отсек "б" полезной нагрузки оборудуют сидениями (не показано).

Космический аппарат работает следующим образом.

Пассажиров размещают в секциях 29 (а при необходимости; и в отсеке "б" полезной нагрузки) через кабину экипажа фюзеляжа I (и при необходимости через кормовой люк 19). Крышку 23 с установленной на шпильки 25 прокладкой 27 пристыковывают к фланцу 20 так, чтобы шпильки 25 прошли через отверстия 21. После чего на шпильки 25 насаживают гайки 28 и производят их затяжку. Благодаря чему обеспечивают надежное герметичное и разъемное соединение крышки 23 с фланцем 20 кормового люка 19.

Производят взлет космического аппарата как с использованием взлетно-посадочной полосы, так и без нее.

В первом случае космический аппарат стартует и взлетает как обычный самолет с использованием стартовых двигателей ЖРД 11, осуществляет набор высоты и разгон. На высоте порядка 20 км включают разгонные двигатели ЖРД 12 и начинают выход космического aппарата на траекторию выведения на орбиту. Продолжают набор высоты и скорости полета космического аппарата.

На высоте порядка 50 км включают двигатели ЖРД 13 поперечной тяги, что обеспечивает ускоренный набор высоты и скорости полета и сокращает время вывода космическрго аппарата на расчетную орбиту.

Во втором случае осуществляют вертикальный старт космического аппарата с использованием двигателей ЖРД 13 поперечной тяги. После набора безопасной высоты включают стартовые двигатели ЖРД 11 и осуществляют горизонтальный разгон космического аппарата до скорости, на которой начинает работать подъемная сила крыла 10, после чего двигатели ЖРД 13 выключают.

Кроме того, ЖРД 13 поперечной тяги могут быть использованы в этом случае в качестве дополнительных двигателей, для чего ось ЖРД 13 отклоняют от вертикали назад с использованием поворотного кольца 14, в результате чего создается продольная составляющая тяги. Дальнейший полет космического аппарата происходит так же, как и в первом случае.

Во время полета пассажиры, находящиеся в секциях 29 и отсеке полезной нагрузки "б", через иллюминаторы 30 и 31 соответственно наблюдают окружающее космический аппарат пространство.

При необходимости на любом из этапов выведения космического аппарата на орбиту могут быть включены твердо топливные реактивные двигатели 16 (ТРД 16) дополнительного ускорения.

В случае возникновения аварийной ситуации во время разгона на взлетной полосе стартовые двигатели ЖРД 11 выключают и осуществляют аварийное торможение космического аппарата путем выключения твердотопливных ракетных двигателей 15 (ТРД 15) экстерного торможения.

После вывода космического аппарата на орбиту орбитные маневры по коррекции орбиты, маневры по сближению и причаливания к другим космическим объектам и ориентации космического аппарата в пространстве осуществляют путем включения тех или иных твердотопливных двигателей 17 или 18 малой тяги, а также с использованием гиродинов крыла 10 или ЖРД 13 поперечной тяги.

По окончании орбитального полета на первом этапе спуска осуществляют снижение высоты перигея до высоты порядка 70 км. Для чего космическому аппаратуре сообщают тормозной импульс путем включения на расчетное время твердотопливных реактивных двигателей 15 экстерного торможения. Орбитальная скорость космического аппарата снижается при этом до величины порядка 25 М, после чего аппарат начинает спуск. Для сокращения интенсивности и времени воздействия тепловых нагрузок на элементы планира космического аппарата с момента начала спуска с высоты 70 км включают ЖРД 13 поперечной тяги, причем вектор тяги с помощью поворота кольца 14 отклоняют вперед по направлению спуска, чем обеспечивают быстрое гашение как путевой, так и вертикальной скорости космического аппарата. При снижении скорости космического аппарата до величины порядка 5-6 М ЖРД 13 поперечной тяги выключают и аппарат осуществляет полет к месту посадки в режиме планирования. Космический аппарат позволяет осуществить посадку в обычном варианте на взлетно-посадочную полосу аэродрома с последующим торможением с использованием двигателей 15 экстерного торможения и аэродинамических поверхностей крыла 10, а также вертикальную посадку с использованием двигателей 13 поперечной тяги. В последнем случае перед подлетом к месту посадки включают ЖРД 13 поперечной тяги, полностью гасят горизонтальную скорость аппарата с использованием двигателей 15 экстерного торможения и путем отклонения вектора тяги ЖРД 13 вперед по направлению полета, после чего осуществляют спуск космического аппарата путем плавного уменьшения тяги ЖРД 13 и приземления космического aппарата в выбранном месте.

Выгрузку пассажиров и груза из отсека "б" полезной нагрузки фюзеляжа 1 производят через центральное отверстие 21 фланца 20. Для этого отворачивают гайки 28 фланца со шпилек 25 фланца 24. После чего удерживая за ручку 26, отводят крышку 23 от фланца 20 люка 19. Выгрузку пассажиров и груза из секций 29 производят через люк (на чертеже не показано) кабины экипажа.

Килевые стойки 2 и стабилизаторы 3 и 4 обеспечивают путевую и поперечную устойчивость аппарата в пространстве соответственно.

Относительно большая площадь крыла позволяет осуществлять спуск аппарата при малых углах входа в атмосферу, что позволяет избегать значительного аэродинамического нагрева обшивки. Этому же способствует использование центрального конусного тела 9 с приводом "а", которое позволяет отодвинуть вперед головной скачок уплотнения, образующееся при полете на гиперзвуковых скоростях, и тем самым перенести основную тепловую нагрузку непосредственно на тело 9. Тепловую нагрузку в планере космического аппарата обеспечивает также выполнение крыла 10 с множественной стреловидностью.

Створки 7 и отражатели 8 окна 6 направляют выхлопные газы двигателей поперечной тяги 13 из полости фюзеляжа 1. Через люки 5 осуществляют ввод двигателей 13 в полость фюзеляжа 1 и вывод их из нее.

Выхлопные газы, образующиеся при работе двигателей 13, выводят через окно 6.

Расположение двигателей 11, 12, 15 на плоскостях крыла 10, как и двигателей 17 и 18 на концах стабилизаторов 3 и 4 и стоек 2 улучшает компактность космического аппарата.

Одинаковый размер поперечного сечения фюзеляжа увеличивает вместимость салона.

Введение кормового люка упрощает загрузку и выгрузку груза (пассажиров) из отсека "б" полезной нагрузки.

Введение секций для пассажиров увеличивает полезный объем аппарата. Благодаря чему расширяется его функциональная возможность, что позволяет осуществлять одновременно перевозку и пассажиров и груза.

Расположение пассажирских секций по бокам фюзеляжа и на плоскостях крыла улучшает компактность и обтекаемость аппарата. Выполнение иллюминаторов на поверхности пассажирских секций и хвостового участка фюзеляжа увеличивает объем обозрение пространства, окружающего аппарат.

Выполнение фланца в кормовом люке обеспечивает плотное присоединение крышки 23.

Выполнение крышки 23 по форме полусферы за одно целое с фланцем и ручкой обеспечивает достаточную жесткость и герметичность конструкции.

Расположение ручки 26 в полости крышки 23 облегчает проведение работ по установке и снятию ее.

Предлагаемое изобретение может быть использовано для осуществления транспортировки полезных грузов с Земли на космические орбитальные объекты и обратно, межорбитальных перевозок и дальних космических рейсов, а также для туристических рейсов в космос.