многоразовое устройство для запуска летательных аппаратов

Формула изобретения

1. Многоразовое устройство для запуска летательных аппаратов, содержащее многоразовый транспортный аппарат, имеющий по крайней мере один главный ракетный двигатель для создания тяги в фазе ускорения, бак горючего, расположенный внутри многоразового транспортного аппарата и подсоединенный к указанному главному ракетному двигателю, и по крайней мере один прикрепленный к многоразовому транспортному аппарату одноразовый ракетный ускоритель, отличающееся тем, что оно имеет расположенные внутри многоразового транспортного аппарата источник окислителя и средства подачи окислителя от указанного источника к указанному главному ракетному двигателю и камере сгорания указанного по крайней мере одного одноразового ракетного ускорителя.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что указанная камера сгорания указанного по крайней мере одного одноразового ракетного ускорителя является гибридной камерой сгорания ракетного двигателя.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что указанные средства подачи окислителя к камере сгорания по крайней мере одного одноразового ракетного ускорителя выполнены с возможностью подачи этого окислителя в газообразном состоянии.

4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что указанные средства подачи окислителя содержат бустерные насосы окислителя и трубопровод подачи газообразного окислителя к камере сгорания указанного по крайней мере одного одноразового ракетного ускорителя.

5. Устройство по п.2, отличающееся тем, что указанная гибридная камера сгорания ракетного двигателя содержит средства регулирования и отключения.

6. Устройство по п.2, отличающееся тем, что оно содержит группу указанных гибридных камер сгорания ракетного двигателя, прикрепленных к указанному многоразовому транспортному аппарату.

7. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно содержит два одноразовых ракетных ускорителя, прикрепленных с противоположных сторон к указанному многоразовому транспортному аппарату, а указанный источник окислителя содержит бак жидкого окислителя.

8. Устройство по п.2, отличающееся тем, что указанные средства подачи окислителя содержат бустерный насос окислителя для гибридной камеры сгорания ракетного двигателя и трубопровод, расположенный между упомянутым бустерным насосом и этой гибридной камерой сгорания.

9. Устройство по п.6, отличающееся тем, что указанные средства подачи окислителя содержат бустерный насос окислителя для каждой гибридной камеры сгорания ракетного двигателя и трубопровод, расположенный между каждым упомянутым бустерным насосом и одной из этих гибридных камер сгорания.

10. Устройство по п.8, отличающееся тем, что указанный трубопровод содержит насос, имеющий возможность независимых регулировки и отключения.

11. Устройство по п.9, отличающееся тем, что каждый из указанных трубопроводов содержит насос, имеющий возможность независимых регулировки и отключения.

12. Устройство по любому из пп.1-11, отличающееся тем, что указанный бак горючего является баком жидкого топлива.

Описание изобретения к патенту

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к 1,5-ступенчатой комбинированной гибридной схеме транспортного аппарата и объединенной двигательной установке для многоразового устройства выведения в космос.

Уровень техники

Для продолжения и максимального расширения использования космоса для орбитальных и межпланетных операций необходимо создать рентабельные средства для обеспечения регулярных запусков космических аппаратов. Была проведена оценка различных конфигураций устройств выведения для определения наилучшего пути для осуществления рентабельного выведения космических аппаратов.

Считается общепринятым, что рентабельным способом выведения в космос является использование полностью многоразового транспортного аппарата-носителя (аппарата для выведения на орбиту), поскольку стоимость оборудования может быть окуплена в ходе большого числа полетов, в противоположность одноразовым транспортным аппаратам-носителям, которые нужно изготовить, оплатить и использовать в ходе одного космического полета. Другим фактором, сильно влияющим на стоимость выведения в космос, является число ступеней, используемых в транспортном аппарате-носителе. Стоимость разработки транспортного аппарата и выполняемых операций пропорциональна числу ступеней, входящих в конструкцию транспортного аппарата. Поэтому оптимальным вариантом для выведения в космос было бы использование одной ступени для выведения на орбиту многоразового транспортного аппарата-носителя, поскольку он в полном смысле многоразовый и имеет только одну ступень.

Увеличение числа ступеней в транспортном аппарате-носителе в космос имеет, однако, преимущество, состоящее в сокращении общего размера аппарата, а также понижение требований к уровню совершенства двигателей, который обратно пропорционален числу ступеней. Для транспортного аппарата-носителя с большим числом ступеней обычно не требуется высокого совершенства двигателей; сокращение же числа разгонных ступеней, напротив, приводит к увеличению размера транспортного аппарата и предъявляет более высокие требования к совершенству двигателей. Последние результаты, полученные НАСА при разработке одноступенчатых многоразовых транспортных аппаратов для выведения на орбиту, показали, что двигатели, необходимые для реализации такого решения, пока не существуют.

Поэтому, стараясь достичь технической осуществимости многоразового транспортного аппарата-носителя, идут по пути использования двухступенчатой схемы для выведения на орбиту многоразового транспортного аппарата для достижения рентабельности вывода в космос. Применение двух ступеней для выведения на орбиту полностью обеспечивает многократное использование, но для этого требуется: относительно высокие неповторяющиеся (разовые) затраты на разработку; и относительно сложная конструкция транспортного аппарата. Разработка двухступенчатой конструкции многоразового использования требует высоких неповторяющихся затрат, поскольку она включает программы разработки полностью возвращаемого многоразового возвращаемого ускорителя и многоразового орбитального аппарата. Более того, относительно высокая сложность, присущая двухступенчатой схеме выведения на орбиту многоразового транспортного аппарата, может в значительной мере снизить эффект от экономии, обусловленной многократным использованием, и привести также к увеличению повторяющихся (регулярных) затрат.

Сущность изобретения

В соответствии с этим, целью настоящего изобретения является создание многоразового устройства для запуска летательных аппаратов (многоразового устройства выведения), использование которого обеспечивает рентабельность выведения в космос.

Еще одной целью настоящего изобретения является многоразовое устройство выведения с 1,5-ступенчатой комбинированной гибридной конструкцией и объединенной двигательной установкой.

Указанные цели достигаются в многоразовом устройстве выведения в соответствии с настоящим изобретением.

В соответствии с настоящим изобретением, многоразовое устройство выведения в целом содержит многоразовый транспортный аппарат(МТА), имеющий по крайней мере один главный ракетный двигатель для создания тяги в фазе ускорения, бак горючего, расположенный внутри МТА и подсоединенный к указанному главному ракетному двигателю, по крайней мере один одноразовый ракетный ускоритель, прикрепленный к многоразовому транспортному аппарату. Для упрощения конструкции устройства и снижения затрат на запуски летательных аппаратов предложенное устройство имеет расположенные внутри МТА источник окислителя и средства подачи окислителя от источника окислителя к главному ракетному двигателю и камере сгорания указанного по крайней мере одного одноразового ракетного ускорителя. Система подачи окислителя подает кислород, в предпочтительном варианте выполнения, в газообразной форме на по крайней мере один одноразовый ускоритель. В частности, упомянутые средства подачи окислителя содержат средства подачи окислителя к по крайней мере одному одноразовому ускорителю в газообразном состоянии. В предпочтительном варианте выполнения настоящего изобретения упомянутый по крайней мере один одноразовый ускоритель содержит гибридную камеру сгорания ракетного двигателя.

В других предпочтительных вариантах осуществления изобретения средства подачи окислителя содержат бустерные насосы окислителя и трубопровод подачи газообразного окислителя в по крайней мере один одноразовый ускоритель. По крайней мере одна гибридная камера сгорания ракетного двигателя содержит средства регулирования и отключения. Устройство по изобретению может также содержать группу гибридных камер сгорания ракетного двигателя, прикрепленных к МТА, или два ракетных ускорителя, прикрепленных с противоположных сторон к МТА, а упомянутый источник окислителя содержит при этом бак жидкого окислителя.

Средства подачи окислителя могут содержать бустерный насос окислителя для каждой гибридной камеры сгорания ракетного двигателя и трубопровод, расположенный между каждым упомянутым бустерным насосом и одной из упомянутых гибридных камер сгорания ракетного двигателя. Каждый из упомянутых трубопроводов содержит насос, установленный с возможностью обеспечения независимой регулировки и отключения.

В еще одном предпочтительном варианте осуществления изобретения бак горючего является баком жидкого топлива.

Другие детали многоразового транспортного аппарата-носителя в соответствии с настоящим изобретением, а также другие цели и преимущества, связанные с ним, приводятся в нижеследующем подробном описании и приложенных чертежах, на которых одинаковые номера обозначений относятся к одинаковым элементам.

Перечень чертежей и иных материалов

На Фиг.1 схематически изображено многоразовое устройство выведения в соответствии с настоящим изобретением; и

на Фиг.2 схематически изображена система подачи окислителя в одноразовые гибридные камеры сгорания ракетных двигателей, используемая в многоразовом устройстве выведения с газообразным окислителем.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

Как показано на чертежах, многоразовое устройство запуска (выведения) космических аппаратов в соответствии с настоящим изобретением содержит одноступенчатый многоразовый транспортный аппарат-носитель (ракету-носитель) 10, к которому прикреплен один или более ускоритель 12. Ускоритель(ли) образует одноразовую половину ступени.

Как видно на Фиг.1, многоразовый транспортный аппарат-носитель 10 имеет расположенный внутри бак 14 (жидкого) окислителя, содержащий жидкий окислитель, например жидкий кислород. Транспортный аппарат 10 также имеет внутри топливный бак (бак жидкого топлива) 16, например бак с жидким водородом. Далее, транспортный аппарат 10 содержит по крайней мере один главный двигатель 18, к которому подсоединены бак 14 окислителя и топливный бак 16 посредством трубопроводов (не показаны) и клапанов управления (не показаны).

Транспортный аппарат-носитель 10 имеет обтекатель 19, к которому может быть прикреплена полезная нагрузка (не показана), и крылья 20, обеспечивающие полет в Земной атмосфере. Устройство 10 также имеет несколько рулевых поверхностей 22 и 24 для управления по тангажу, крену и курсу при полете в Земной атмосфере. Транспортный аппарат-носитель 10 может иметь кабину экипажа (не показана) или не иметь ее.

Как было упомянуто выше, устройство выведения в соответствии с настоящим изобретением имеет по крайней мере один одноразовый ускоритель 12, прикрепленный к наружной поверхности транспортного аппарата 10. В предпочтительном варианте выполнения с каждой стороны транспортного аппарата 10 прикрепляется по два одноразовых ускорителя 12. В предпочтительном варианте выполнения изобретения каждый одноразовый ускоритель 12 содержит гибридную камеру сгорания ракетного двигателя. Для обеспечения функционирования к каждой гибридной камере сгорания ракетного двигателя должен подводиться окислитель от бака 14 окислителя желательно в газообразном состоянии для обеспечения надежности и стабильности работы. Для этого транспортный аппарат 10, как показано на Фиг.2, оснащен системой 28 подачи окислителя, которая содержит средства подачи окислителя к по крайней мере одному одноразовому ускорителю в газообразном состоянии, например, бустерные насосы 30 окислителя и турбонасосы 34, которые соединены с баком 14 окислителя и несколькими трубопроводами 32, соединяющими систему 28 подачи окислителя с гибридными камерами 12 сгорания ракетных двигателей. Система 28 подачи окислителя и трубопроводы 32 расположены внутри транспортного аппарата 10, поэтому они могут быть использованы повторно.

Заявляемое устройство может содержать средства регулирования и отключения по крайней мере одной гибридной камеры сгорания ракетного двигателя. Например, в рассматриваемом варианте выполнения каждый турбонасос 34 обеспечивает возможность регулирования и/или остановки каждой камеры 12 сгорания ракетного двигателя. Каждым турбонасосом можно управлять, используя любую подходящую известную систему управления.

В процессе работы, во время фазы разгона, движение обеспечивается главными двигателями 18 и одноразовым(ми) ускорителем(ями) (двигатель приведения в движение во время фазы разгона) 12. Когда одноразовый(ые) ускоритель(ли) 12 выработает свое топливо, поток окислителя из бака 14 перекрывается в турбонасосе(ах) 34. Затем одноразовый(ые) ускоритель(ли) отбрасывается с использованием любых подходящих известных средств, например взрывных болтов, освобождающих лямки (не показаны), прикрепляющие каждый одноразовый ускоритель 12 к транспортному аппарату-носителю 10. Все топливные трубопроводы 32, бустерные насосы 30 и турбонасосы 34 остаются на транспортном аппарате-носителе 10 для повторного использования.

Схема устройства выведения, предложенная в настоящем изобретении, может быть использована как для обеспечения коммерческих и научных космических программ, так и выведения военных космических аппаратов. Устройство выведения в соответствии с настоящим изобретением представляет собой доступную и рентабельную конструкцию транспортного аппарата для выведения в космос, благодаря использованию дешевых одноразовых ускорителей. Более того, устройство выведения отличается безопасностью и надежностью.