планирующий космический аппарат (варианты) со створчатым головным обтекателем и способ управления его возвращением на аэродром

Формула изобретения

1. Планирующий космический аппарат со створчатым головным обтекателем, содержащий несущий теплозащищенный корпус, поворотные консоли крыльев, оси шарнирных соединений которых с корпусом примерно параллельны его продольной оси, аэродинамические и реактивные рули, приборное оборудование для обеспечения управления орбитальным полетом, спуском и посадкой этого аппарата на аэродром, убираемое посадочное устройство (шасси), разъемные узлы силового, пневмогидравлического, электрического и информационного сопряжения с ответными частями на блоке баков ракетного топлива, а также модуль маршевой силовой установки ракетоносителя, отличающийся тем, что сопло модуля маршевой силовой установки, расположенной в передней части корпуса планирующего космического аппарата, ориентировано вперед относительно этого корпуса, носовая часть которого содержит также одну нижнюю и не менее двух верхних теплозащитных подвижных створок головного обтекателя, компактно наложенных в стартовой конфигурации на среднюю часть корпуса планирующего космического аппарата так, чтобы обеспечить возможность штатного функционирования маршевой силовой установки, и имеющих возможность их выдвижения вперед с образованием в посадочной конфигурации поверхности головного обтекателя вокруг сопла маршевой силовой установки, при этом соседние створки попарно плотно соединяются между собой и с кромкой средней части корпуса планирующего космического аппарата замковыми устройствами, создавая необходимые условия для функционирования теплового уплотнения по кромкам этих створок, а нижняя створка головного обтекателя содержит носовой жаростойкий кок, выполненный как элемент единой теплозащитной конструкции, кроме того, кормовая часть корпуса планирующего космического аппарата выполнена сужающейся и сопряжена с обводами руля высоты, при этом встречное сопряжение кормовых частей планирующего космического аппарата и блока баков ракетного топлива второй ступени ракетоносителя выполнено по тандемной схеме, причем разъемные узлы сопряжения расположены преимущественно в верхней части и по бокам сужающегося кормового отсека планирующего космического аппарата.

2. Планирующий космический аппарат со створчатым головным обтекателем по п.1, отличающийся тем, что модуль маршевой силовой установки содержит два сопла, ориентированных вперед относительно корпуса этого планирующего космического аппарата.

3. Планирующий космический аппарат со створчатым головным обтекателем по любому из пп.1 и 2, отличающийся тем, что задние кромки теплозащитных створок головного обтекателя выполнены фигурными так, что в закрытом положении прикрывают имеющиеся в передней части корпуса ниши, которые предназначены для расположения в них передних сегментов этих створок в раскрытом положении.

4. Планирующий космический аппарат со створчатым головным обтекателем по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что на верхней поверхности консолей крыла расположены интерцепторы.

5. Планирующий космический аппарат со створчатым головным обтекателем по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что на консолях крыла расположены элевоны.

6. Планирующий космический аппарат со створчатым головным обтекателем, содержащий несущий теплозащищенный корпус, поворотные консоли крыльев, вращающиеся относительно осей, примерно параллельных продольной оси его корпуса, аэродинамические рули, реактивные двигатели и приборное оборудование для обеспечения управления орбитальным полетом, спуском и посадкой этого аппарата на аэродром, убираемое посадочное устройство (шасси), отличающийся тем, что планирующий космический аппарат содержит обитаемый грузопассажирский отсек с рабочим местом летчика-космонавта в носовой части, сопрягаемый с отделяемым конформным орбитальным отсеком через герметичный люк, разъемные узлы силового, электрического, пневмогидравлического и информационного сопряжения, которые расположены преимущественно на верхней части корпуса планирующего космического аппарата, стыковочный агрегат, установленный в носовой части корпуса этого аппарата и плотно закрытый подвижными теплозащитными створками головного обтекателя на участках выведения, спуска и посадки с возможностью раскрытия створок на орбитальном участке полета так, что обеспечиваются условия непосредственного визуального контроля с рабочего места летчика-космонавта заданного сектора сближения с кооперируемым объектом, носовой жаростойкий кок выполнен как элемент единой теплозащитной конструкции нижней створки головного обтекателя, а кормовая часть корпуса планирующего космического аппарата выполнена сужающейся и сопряженной с обводами руля высоты, преимущественно по бокам верхней поверхности корпуса планирующего космического аппарата установлены узлы силового разъемного сопряжения по пакетной схеме с двигательными блоками орбитального маневрирования, перемещаемые сопла которых в стартовом положении обеспечивают работу системы аварийного спасения, а в обитаемой зоне грузопассажирского отсека расположены узлы навески ложементов.

7. Планирующий космический аппарат со створчатым головным обтекателем по п.6, отличающийся тем, что в обитаемой зоне грузопассажирского отсека корпуса установлены самоориентирующиеся ложементы пассажиров, подстраивающие положение тел пассажиров так, что на этапах полета «выведение» и «спуск» перегрузка воздействует на них по направлению «грудь-спина», ось вращения каждого из ложементов преимущественно перпендикулярна плоскости симметрии планирующего космического аппарата, и пассажиры размещаются на ложементах в позе «лежа на спине» также примерно перпендикулярно этой плоскости симметрии.

8. Планирующий космический аппарат со створчатым головным обтекателем по любому из пп.6 и 7, отличающийся тем, что на верхней поверхности консолей крыла расположены интерцепторы.

9. Планирующий космический аппарат со створчатым головным обтекателем по любому из пп.6-8, отличающийся тем, что на консолях крыла расположены элевоны.

10. Способ управления возвращением с орбиты планирующего космического аппарата, который имеет компоновку по любому из пп.1-9, включающий выполнение орбитальных операций ориентации, схода с орбиты и стабилизации, обеспечивающих вход этого аппарата в атмосферу планеты с заданными параметрами, осуществление корректирующих воздействий на ориентацию планирующего космического аппарата и траекторию его движения с помощью аэродинамических и газодинамических рулей в соответствии с заданным законом управления траекторией спуска и посадки на взлетно-посадочную полосу аэродрома, отличающийся тем, что управляющие воздействия с использованием аэродинамических сил осуществляют в канале тангажа отклонением руля высоты, в канале крена путем асимметричного отклонения консолей крыла, в путевом канале за счет комбинированного отклонения руля высоты и асимметричного отклонения консолей крыла, а в качестве дополнительного средства управляющих воздействий в канале воздушной скорости используют синхронный подъем или опускание консолей крыла.

Описание изобретения к патенту

Область техники

Изобретения относятся к ракетно-космической технике, а точнее к областям ракетоносителей и космических транспортных кораблей многократного применения, и направлены на совершенствование компоновок таких аппаратов, а также способа управления возвращением на аэродром их многоразовых модулей.

Уровень техники.

Задача многократного применения космического корабля с маршевой силовой установкой второй ступени ракетоносителя и его приборным оборудованием была впервые успешно решена на практике в начале 80-х годов XX века на созданной в США многоразовой транспортной космической системе (МТКС) «Space Shuttle». Совокупность основных технических решений, обеспечивающих получение этого технического результата, описана, например, в патенте US 3702688 от 14.11.1972. Появление указанного патента отражает достижение определенного технологического уровня, в соответствии с которым для летательного аппарата с неподвижным крылом были определены основные правила формирования аэродинамической компоновки, обеспечивающей приемлемые аэротермодинамические характеристики на режимах полета от момента схода с низкой земной орбиты и до посадки на аэродром. Была создана технология применения новейших по тем временам легких теплозащитных материалов, выдерживающих аэродинамический нагрев носовой части корпуса и передних кромок крыла до температуры порядка 1600°С. На базе этих основных, а также ряда других достижений, была создана конструкция космического корабля ракетоплана, у которого в хвостовой части была размещена многоразовая маршевая ракетная силовая установка второй ступени. Ракетное топливо для этой установки размещалось во внешнем одноразовом блоке баков.

Однако на этапе эксплуатации МТКС «Space Shuttle» в полной мере проявились просчеты, допущенные при формировании ее технического облика и определившие, в конечном счете, более низкий уровень эффективности (по показателю удельной стоимости вывода на низкую орбиту полезного груза) по сравнению с эффективностью транспортных систем на базе одноразовых ракетоносителей. В частности, стало очевидно, что обеспечивать возвращение на Землю маршевой ракетной установки второй ступени в составе транспортного космического корабля нерационально. Постоянное наличие на борту этой достаточно тяжелой, но не используемой в орбитальном полете установки ухудшает характеристики космического корабля. Как известно, в советском аналогичном проекте «Энергия-Буран», который осуществлялся вслед за американским проектом «Space Shuttle», маршевые двигатели второй ступени были размещены уже не на орбитальном корабле «Буран», а на центральном блоке ракеты «Энергия». На втором этапе развития проекта (известном как «Энергия-2», или ГК-175, 1989 год) планировалось объединить центральный блок ракетоносителя с трансформируемым грузовым отсеком и сделать такую вторую ступень полностью многоразовой, специализированной только на выведение полезных нагрузок на низкую орбиту. В США со средины 80-х годов также прорабатывались различные варианты модернизации МТКС, опирающиеся на имеющийся потенциал системы «Space Shuttle» (см. проекты «Space Shuttle С», «Space Shuttle Z», «Advanced Launch System» и др.). По-видимому, наибольшее разнообразие компоновок и предложений по специализированным функциям модулей МТКС в развитие системы «Space Shuttle» содержится в патенте US 4834324 от 30.05.1989 г.

Изменившиеся представления на то, какой должна быть рациональная конфигурация частично многоразовой транспортной космической системы отражены в патенте US 5143327 от 01.09.1992. Ядром компоновки ракетоносителя в соответствии с этим патентом является блок из топливных баков (в наиболее полной конфигурации - для кислорода, метана и водорода), объединенных тандемно. К нижней части этого блока баков по пакетной схеме присоединены четыре многоразовых крылатых модуля с парой маршевых жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) на каждом, а сверху на блоке баков размещается выводимая в космос полезная нагрузка, в частности, таковой может быть многоразовый крылатый орбитальный корабль - космоплан. В варианте наиболее полной совокупности технических решений этого патента определено, что в кормовой части крылатого двигательного модуля расположен шарнирный механизм, который предназначен для перемещения спаренных ЖРД из заданного рабочего положения из-под днища блока баков в заданное транспортное положение в грузовом отсеке в средней части корпуса крылатого модуля. Грузовой отсек многоразового двигательного модуля закрывается створкой (створками). На этапе выведения ракетоносителя маршевые ЖРД выдвинуты под днище блока топливных баков и механически соединены с силовой конструкцией этого днища дистанционно открываемыми замками, а также сопряжены посредством разрывных разъемов с соответствующими топливными магистралями.

Следует отметить, что в первых независимых пунктах формулы патента US 5143327 нет указаний на применение шарнирного механизма для перемещений маршевых ЖРД. Это означает, что исходной компоновкой крылатого двигательного модуля является конфигурация с неизменным расположением маршевых ЖРД, по-видимому, аналогичная компоновке орбитального корабля «Space Shuttle».

Каждый из четырех крылатых многоразовых двигательных модулей оснащен необходимым набором элементов для обеспечения планирующего полета к аэродрому посадки: органами аэродинамического управления, соответствующим приборным оборудованием и посадочным устройством. По крайней мере, у двух из четырех возвращаемых двигательных модулей имеются еще и средства обеспечения орбитального маневрирования - двигатель орбитального маневрирования (ДОМ) и реактивная система управления (РСУ) ориентацией.

В патенте US 5143327 предложен следующий способ применения описанных многоразовых двигательных модулей. При старте ракетоносителя включаются маршевые ракетные установки на всех четырех модулях. На участке выведения при достижении скорости M 3 производят отделение от блока баков двух диаметрально противоположных двигательных модулей, выключают на них ЖРД и переводят их на траектории планирования к аэродрому космодрома. Маршевые ракетные установки двух оставшихся двигательных модулей разгоняют ракетную систему почти до орбитальной скорости, после чего на них также выключают ЖРД и производят отделение от блока баков. Далее эти модули с помощью системы орбитального маневрирования переводят на траекторию орбитального полета, а потом на заданном удалении от аэродрома космодрома дают импульс на сход с орбиты. Планирующий спуск в атмосфере, предпосадочное маневрирование и заход на посадку каждого из этих двух двигательных модулей планируется выполнять подобно тому, как это осуществляется на «Space Shuttle». Таким образом, все четыре двигательных модуля должны завершить полет бездвигательной посадкой на аэродроме космодрома парами, с небольшой разницей в моментах приземления в паре и примерно часовым интервалом задержки между парами. Модулю полезной нагрузки после отделения его от одноразового блока баков сообщают на заданной высоте соответствующий импульс для перехода на опорную или рабочую орбиту, а блок баков по баллистической траектории входит в зону безопасного разрушения в верхних слоях атмосферы.

Оценка совокупности технических решений патента US 5143327 с позиций современного научно-технического уровня позволяет указать на ряд недостаточно совершенных свойств как в облике многоразовых двигательных модулей, так и в формировании концепции ракетоносителя в целом.

Во-первых, проработки различных проектов МТКС с вертикальным стартом ракетоносителя и горизонтальной посадкой его многоразовых модулей (такие системы обозначаются в зарубежной литературе аббревиатурой VTOHL - vertical take-of and horizontal landing) показали предпочтительность отделения многоразовых блоков первой ступени на скорости M 6÷7, а не на M=3. Определено, что при разделении ступеней ракетоносителя на скорости до M 7 потенциально возможно на характерных траекториях полета возвращаемых первых ступеней обойтись без применения в существенных масштабах в конструкции таких ступеней специальных теплозащитных материалов. Попутно можно напомнить, что для таких самолетов как МиГ-25, SR-71 и МиГ-31 скорость M 3 входит в их рабочий диапазон. У крылатых космических аппаратов, предназначенных для спуска с орбиты с начальной скоростью M 25, вес специализированной плиточной теплозащиты составляет около 9% от веса собственной конструкции космоплана («Space Shuttle», «Буран»). Следовательно, космические модули из-за наличия специальной теплозащиты являются перетяжеленными для авиационного диапазона скоростей и поэтому использовать одни и те же крылатые двигательные модули в качестве образующих маршевую силовую установку как первой, так и второй ступени неэффективно. Для скорости разделения M 7 характерен иной облик многоразовых первых ступеней (см., например, патенты RU 2321526, US 6616092, US 6612522, US 6450452, RU 2148536 и RU 2053936).

Во-вторых, существенно выступающие за миделевое сечение центрального блока баков элементы сравнительно коротких двигательных модулей заметно увеличивают аэродинамическое сопротивление ракетоносителя на этапе его полета в плотных слоях атмосферы. Понятно, что на преодоление этого дополнительного сопротивления потребуется израсходовать ракетное топливо, уменьшив при этом долю веса полезной нагрузки.

В-третьих, возможности по формированию ракетоносителей различной мощности на базе двигательных модулей патента US 5143327 крайне ограничены. Например, легко представить конфигурацию ракетоносителя с двумя крылатыми модулями (один модуль - с функцией силовой установки первой ступени, а второй модуль - с функцией силовой установки второй ступени). Но проблематично сформировать ракетоноситель из шести и большего числа модулей, так как выступающие крылья создают серьезное препятствие для их объединения вокруг центрального блока топливных баков.

По характерным параметрам движения на режимах спуска в атмосфере и посадки на аэродром крылатые модули второй ступени ракетоносителя сходны с многоразовыми планирующими космическими кораблями. Это обстоятельство позволяет в известной мере использовать наработки по аэродинамическим компоновкам и средствам теплозащиты крылатых космических кораблей для оценок технических решений спасаемых двигательных модулей второй ступени. Хотя по целевым функциям эти летательные аппараты относятся к разным классам, в формировании их облика в отношении обеспечения операций возвращения на Землю имеет смысл руководствоваться одним общим принципом: сохранять для многократного применения важнейшие системы, силовые устройства и другое оборудование с высокой удельной стоимостью. С позиций этого принципа, например, нерационально спасать пустые топливные баки или газовые баллоны: для серьезной тепловой защиты таких объемных, но тонкостенных конструкций потребуется затратить заметную долю выводимой на орбиту массы. По-видимому, для большинства применений предпочтительнее разгонять до орбитальной скорости не теплозащиту таких баков, а вместо нее увеличить на соответствующую величину долю массы полезной нагрузки.

Одним из характерных отражений уровня техники в рассматриваемой области является эволюция представлений в «РКК «Энергия» им. С.П.Королева» на облик пилотируемого транспортного космического корабля (см. патенты RU 2083448 от 10.07.1997, RU 2220077 от 27.12.2003 и RU 2334656 от 27.09.2008). В последнем из перечисленных патентов предложен оригинальный вариант профилирования носовой части корабля, позволяющий существенно снизить тепловой поток к передним кромкам неподвижного стреловидного крыла. Утверждается, что при размерности космического корабля, соответствующей весу до 15 тонн, обеспечивается реализуемость предложенной конструкции на основе имеющихся теплозащитных материалов, проверенных на «Буране». Эффективность предложенного решения иллюстрируется с помощью оценки теплового потока к передним кромкам крыла известной компоновки корабля типа «Space Shuttle» или «Буран», но уменьшенного до размеров соответствующих весу 15 тонн (то есть, по линейным размерам примерно вдвое). Для такого гипотетического объекта максимальная величина теплового потока возрастает примерно вдвое, а это исключает, по утверждениям авторов патента, реализуемость его конструкции на базе современных материалов.

На основании данных патента RU 2334656 можно поставить под сомнение реализуемость ряда технических решений более раннего патента US 6193187 от 27.02.2001, относящихся к компоновкам многоразовой второй ступени (обозначенной в патенте как «reusable spacecraft») и многоразового разгонного блока (обозначенного в патенте как «reusable orbit transfercraft»). У этих аппаратов имеются раскладываемые крылья, которые компактно прижимают к корпусу на этапе выведения и фиксируют в разложенном рабочем положении (примерно параллельно строительной горизонтали) на этапе спуска. Учитывая уровень развития авиации и то, что запуск второй ступени планируется производить из носовой части гиперзвукового самолета-разгонщика, реальный прототип которому с беспрецедентной системой обеспечения устойчивости создать пока никому не удалось, размерности такой второй ступени, а также разгонного блока, должны попасть в весовой класс до 15 тонн. Носовая часть второй ступени выполнена трансформируемой, имеющей вращающийся сегмент в центре. Угол поворота этого подвижного сегмента относительно вертикальной оси составляет 180°. Выпуклая сферическая сторона сегмента является теплозащитным экраном на этапе спуска, а на противоположной поверхности этого элемента размещены замки, которые на этапе выведения фиксируют модуль полезной нагрузки (или разгонный блок с полезной нагрузкой). У другого космического летательного аппарата из рассматриваемого патента - разгонного блока - носовая часть выполнена из четырех поворотных теплозащитных створок-лепестков, которые в открытом положении позволяют произвести компактное сопряжение этого блока с полезной нагрузкой, а на этапе спуска в закрытом положении образуют полусферический головной обтекатель, закрывающий замки крепления полезной нагрузки. Варианты двух технических решений патента US 6193187 по разделению носовых частей возвращаемых космических аппаратов на сегменты определяют не очень удачное положение границ разделов между этими сегментами (зазоров между створками) - как раз в области максимальных температур, что сопряжено с существенными проблемами в обеспечении надежной теплозащиты. Необходимы специальные меры (про которые в патенте ничего не написано) для блокирования проникновения через границы разделов межу сегментами обтекателя внутрь конструкции космоплана раскаленного газа. Напомним, что у всех известных летавших крылатых космических аппаратов носовые коки были выполнены как цельная деталь, выдерживающая рабочий нагрев до температуры примерно 1600°C.

Следует отметить, что известны технические решения по обеспечению теплозащиты сравнительно тонких крыльев, успешно примененные в 1982-1984 годах на космопланах серии «Бор-4» (масса аппарата на орбите 1074 кг, длина корпуса 3859 мм, более подробно см. www.buran.ru). У этих аппаратов крылья выполнены раскладываемыми и на участках траектории спуска с наиболее интенсивным аэродинамическим нагревом были повернуты на такой угол, что направление относительных векторов скорости потока вблизи передних кромок крыла ориентировано примерно вдоль этих кромок, и поэтому исключалось возникновение на наветренной поверхности крыльев зон торможения. Кроме того, в тонких крыльях космопланов «Бор-4» была реализована испарительная система охлаждения нагреваемых участков поверхности (см. патент SU 1840531 от 27.05.2007). Дополнительно к основным результатам по отработке теплозащиты «Бурана» на этих аппаратах была впервые в натурных условиях подтверждена эффективность аэродинамического управления в канале крена на гиперзвуковых скоростях за счет несимметричного отклонения консолей крыла.

По совокупности ряда основных отличительных признаков компоновочные решения космоплана «Бор-4», а также створчатая конструкция головного обтекателя разгонного блока по патенту US 6193187 выбраны в качестве прототипов для настоящей заявки на изобретение.

Общим недостатком большинства известных автору компоновок крылатых космических аппаратов является обширная донная область в районе кормовой части корпуса. Наиболее значимо негативное влияние этой области на летно-технические характеристики космопланов проявляется на дозвуковой скорости и особенно критично такое влияние на посадочном режиме.

В целом же, выводя обобщенную оценку достигнутому к настоящему времени уровню техники, приходится признать, что, несмотря на обилие различных проектов космопланов и определенное продвижение в реализации некоторых из них, тем не менее в космонавтике продолжается доминирование одноразовых ракетоносителей и достойной замены одноразовому транспортному космическому кораблю «Союз» так и не удалось создать.

Раскрытие изобретения.

Исходя из того, что по-прежнему остается актуальной проблема создания эффективной МТКС, в качестве задачи изобретения поставлен синтез трансформируемой компоновки планирующего космического аппарата (космоплана) как одного из базовых элементов такой системы, причем обеспечивающий сочетание в единой конструкции следующих свойств:

- компактность стартовой конфигурации космоплана должна позволять сопрягать его с минимальными издержками с другими модулями ракетной системы;

- аэротермодинамические характеристики, устойчивость и управляемость космоплана в конфигурации гиперзвукового полета должны быть не хуже, чем у лучших аналогов предыдущего поколения;

- максимальное аэродинамическое качество космоплана в посадочной конфигурации должно быть выше, чем у аналогов предыдущего поколения.

Выбранная концепция обеспечения возвращения на Землю достигающих низких орбит многоразовых модулей ракетной системы определяет много общего в их облике и конструкции. Однако учет специфики целевого применения таких модулей может приводить к отличающимся исполнениям технических решений по отдельным агрегатам даже при воплощении одного и того же принципа. Применительно к настоящей заявке на изобретение определяются компоновки двух вариантов космопланов:

- многоразового двигательно-приборного модуля (МДПМ);

- крылатого модуля транспортного космического корабля (КМТКК).

В результате объединения по тандемной схеме одного или нескольких МДПМ с блоком баков ракетного топлива получается вторая ступень ракетоносителя. А в результате объединения по пакетной схеме КМТКК с одноразовыми модулями: конформным обитаемым орбитальным отсеком и ракетными блоками системы аварийного спасения - двигателями орбитального маневрирования (САС/ДОМ), - получается транспортный космический корабль.

Общим в решении поставленной задачи изобретения для двух выбранных вариантов космопланов является то, что они могут иметь одинаковую аэродинамическую форму в конфигурациях для этапов спуска и посадки, причем на этапе спуска при поднятых консолях крыла эту форму следует отнести к классу «несущий корпус», а на этапе посадки - к классу «бесхвостка». Основной целевой агрегат (для МДПМ это направленное вперед сопло / сопла ЖРД, для КМТКК - стыковочный агрегат) располагают в носовой части корпуса и закрывают на указанных этапах полета теплозащитными створками, которые образуют головной обтекатель. Носовой кок выполняют в виде фасонного блока из жаростойкого материала с верхней границей рабочего диапазона температур не ниже 1650°C (например, из композиционного материала «углерод-углерод») и закрепляют на передней части нижней створки головного обтекателя. В закрытом положении створки обтекателя (как минимум, одна нижняя и две верхних) скрепляются подтягивающими замками, обеспечивающими заданные условия для теплового уплотнения на границах сопряжения этих подвижных элементов между собой, а также со средней частью корпуса космоплана. Хвостовую часть корпуса выполняют сужающейся, сопрягаемой с минимальными аэродинамическими потерями с рулем высоты. Консоли крыла космопланов должны быть управляемыми, вращающимися относительно осей, которые примерно параллельны продольной оси аппарата. При необходимости в консолях крыла должна быть установлена система охлаждения, например, испарительного типа. В стартовой конфигурации консоли поворачивают к корпусу в крайнее заданное положение (поднимают), обеспечивая компактность модуля. Кроме аэродинамических органов управления на космопланах также должны быть установлены ракетные управляющие устройства - РСУ и ДОМ. Информационно-управляющий комплекс должен обеспечивать соответствующее программе полета управление на всех его этапах - от старта и до останова после пробега на ВПП.

В стартовой конфигурации МДПМ створки головного обтекателя должны быть открыты и компактно смещены на среднюю часть корпуса космоплана так, чтобы не мешать штатному функционированию маршевой ракетной установки. Узлы силового сопряжения с блоком топливных баков второй ступени, а также узлы сопряжения с топливными магистралями располагают за миделевым сечением корпуса МДПМ преимущественно на верхней его части.

Створки головного обтекателя КМТКК должны быть открыты на этапе орбитального полета при осуществлении операции стыковки с другим космическим объектом, причем на внутренней поверхности створок могут быть установлены приборы, обеспечивающие управление стыковкой. Кинематическую схему перемещения верхних створок головного обтекателя и размещение рабочего места хотя бы одного пилота в носовой части космоплана выполняют таким образом, чтобы в открытом положении между створками имелся достаточный сектор обзора в передней полусфере, позволяющий пилоту визуально контролировать процесс стыковки. На этапах полета «выведение» и «спуск» в КМТКК пассажиров располагают на ложементах в позе «лежа на спине» преимущественно перпендикулярно плоскости симметрии космоплана, причем ось вращения каждого из ложементов также преимущественно перпендикулярна этой же плоскости и смещена от продольной оси тела пассажира (в указанной позе) ближе к его груди.

Сформированная в настоящей заявке на изобретение совокупность технических решений ориентирована на получение следующих технических результатов:

- расширение области достижимости аэродромов посадки и понижение напряженности выполнения заключительных посадочных режимов - выравнивания и выдерживания - по сравнению с аналогами (за счет более высокого максимального аэродинамического качества новой компоновки космоплана);

- обеспечение возможности формирования на базе унифицированных МДПМ конфигураций вторых ступеней ракетоносителя с кратно различающейся мощностью маршевой ракетной установки;

- обеспечение минимально приемлемого объема в кабине КМТКК для комфортного положения пассажиров на режимах выведения и спуска относительно переменного вектора воздействующей на них перегрузки;

- обеспечение наиболее естественной визуализации пилоту внешнего пространства на его рабочем месте в КМТКК при проведении стыковки на орбите, также как и на режимах спуска и посадки, что способствует повышению надежности выполнения указанных операций.

Таким образом, в соответствии с заявляемым изобретением получение положительного эффекта ожидается за счет того, что при формировании компоновок космопланов и их интеграции в конструкцию МТКС должна быть добавлена новая совокупность следующих отличительных признаков:

a) Один из основных агрегатов космоплана (ЖРД у МДПМ или стыковочный агрегат у КМТКК) располагают в носовой части корпуса так, чтобы обеспечивалась возможность штатного функционирования этого агрегата при открытых створках головного обтекателя и надежная его теплозащита на этапах спуска и посадки при закрытых створках, когда они образуют головной обтекатель.

b) Носовой жаростойкий кок должен быть выполнен как элемент единой теплозащитной конструкции в составе нижней створки головного обтекателя космоплана.

c) Кормовая часть корпуса космоплана должна быть выполнена сужающейся на руль высоты и иметь форму, определяемую условиями минимизации ее вклада в аэродинамическое сопротивление этого летательного аппарата в дозвуковом диапазоне скоростей полета.

d) На сужающейся кормовой части корпуса МДПМ, преимущественно сверху, должны быть расположены узлы встречного его сопряжения по тандемной схеме с кормовой частью блока баков ракетного топлива второй ступени ракетоносителя.

e) Верхние створки головного обтекателя пилотируемого космоплана в открытом положении должны фиксироваться так, чтобы в образовавшемся секторе обзора передней полусферы пилот мог осуществлять визуальный контроль сближения с кооперируемым объектом при выполнении операции стыковки на орбите.

f) Пассажиры космоплана на этапах выведения, спуска и посадки должны размещаться на самоориентирующихся ложементах в позе «лежа на спине», причем ось вращения каждого из ложементов должна быть примерно перпендикулярна плоскости симметрии космоплана и смещена от продольной оси тела пассажира в район его груди.

g) На верхней части корпуса пилотируемого космоплана, преимущественно по его бокам, должны быть расположены узлы сопряжения по пакетной схеме с ракетными блоками САС/ДОМ и по клинообразной схеме с конформным орбитальным отсеком.

h) При управлении темпом рассеивания механической энергии на посадочном режиме может быть использован одновременный скоординированный поворот консолей крыла в противоположных направлениях (то есть, одновременный их подъем или опускание), изменяющий аэродинамическое качество космоплана.

Краткое описание чертежей

Основные технические решения настоящей заявки на изобретение проиллюстрированы на десяти рисунках.

Фиг.1. Компоновка второй ступени ракетоносителя с одним однодвигательным МДПМ.

Фиг.2. Стартовая конфигурация однодвигательного МДПМ.

Фиг.3. Вариант схемы шарнирного механизма для перемещения нижней створки головного обтекателя МДПМ.

Фиг.4. Промежуточная конфигурация МДПМ с закрытыми створками головного обтекателя и со сложенными консолями крыла.

Фиг.5. МДПМ в конфигурации спуска в атмосфере.

Фиг.6. МДПМ в посадочной конфигурации - консоли крыла опущены и выпущено шасси.

Фиг.7. Пилотируемый космоплан в стартовой конфигурации в составе выводимой на орбиту головной части МТКС.

Фиг.8. Орбитальная конфигурация частично многоразового транспортного космического корабля.

Фиг.9. Пилотируемый космоплан в конфигурации спуска в атмосфере на гиперзвуковой скорости.

Фиг.10. Типовая схема применения МДПМ.

На этих фигурах использованы следующие обозначения:

1 - корпус космоплана

2 - сопло ЖРД

3 - блок баков ракетного топлива второй ступени

4 - космическая головная часть

5 - кормовой обтекатель второй ступени - капот МДПМ

6 - верхний (центральный) силовой элемент сопряжения второй ступени с МДПМ

7 - боковой силовой элемент сопряжения второй ступени с МДПМ

8 - верхняя теплозащитная створка головного обтекателя

9 - нижняя теплозащитная створка головного обтекателя

10 - поворотная консоль крыла

11 - центральный аэродинамический руль

12 - боковой узел сопряжения с силовым элементом 7

13 - сопло РСУ курсового канала

14 - верхнее сопло РСУ каналов тангажа/крена

15 - предпочтительные точки размещения на задней кромке теплозащитной створки

ответных частей фиксаторов

16 - предпочтительные точки размещения подтягивающих замков

17 - интерцептор

18 - шарнирный механизм перемещения нижней створки МДПМ

19 - центральный узел силового сопряжения МДПМ с блоком баков второй ступени

20 - узел фиксации консоли крыла в стартовой конфигурации

21 - элевон

22 - разрывный разъем сопряжения с топливной магистралью

23 - сопло двигателя орбитального маневрирования

24 - контейнер тормозного посадочного парашюта

25 - основные стойки шасси

26 - передняя колесная опора шасси

27 - модуль первой ступени ракетоносителя

28 - участок траектории выведения ракетоносителя до точки разделения ступеней

29 - участок траектории полета второй ступени ракетоносителя

30 - опорная орбита

31 - участок траектории полета модуля первой ступени после момента разделения

32 - траектория полета МДПМ на аэродром после схода с орбиты

33 - взлетно-посадочная полоса аэродрома

34 - жаростойкий носовой кок

35 - обитаемый отсек космоплана

36 - пилот космоплана

37 - кресло члена экипажа космоплана

38 - самоориентирующийся ложемент пассажира космоплана

39 - стыковочный агрегат

40 - переходный люк между космопланом и орбитальным модулем

41 - конформный орбитальный модуль

42 - обитаемый отсек орбитального модуля

43 - блок двигателей РСУ орбитального модуля

44 - агрегатный отсек орбитального модуля

45 - приборно-агрегатный отсек космоплана

46 - крышка переходного люка

47 - граница рабочей зоны самоориентирующегося ложемента

48 - ракетные блоки САС/ДОМ

49 - узел сопряжения ракетного блока САС/ДОМ с космопланом

50 - узел сопряжения космоплана с конформным орбитальным отсеком

51 - приборная доска командира экипажа

52 - остекление кабины командира экипажа

53 - узел сопряжения орбитального отсека с блоком топливных баков второй ступени

54 - точка отделения модулей первой ступени ракетоносителя от центрального блока

55 - точка отделения МДПМ и головной части от блока баков второй ступени ракеты

56 - переставное сопло ракетного блока САС/ДОМ

Осуществление изобретения

В предыдущих разделах настоящей заявки на изобретение было раскрыто значение двух разновидностей космопланов со створчатым обтекателем для формирования компоновок вторых ступеней МТКС нового поколения. На фиг.1 в изометрической проекции изображена вторая ступень МТКС с однодвигательным МДПМ в стартовой конфигурации с открытым соплом 2 маршевой ракетной установки (см. отличительный признак а). Кормовая часть корпуса 1 МДПМ соединена встречно по тандемной схеме с кормовой частью блока баков 3 второй ступени (см. отличительный признак d) посредством силовых элементов сопряжения 6, 7 и соответствующих замков. К другому торцу блока баков 3 присоединена космическая головная часть 4. Часть корпуса МДПМ со сложенными консолями крыла и смещенными в крайнее открытое положение створками головного обтекателя закрыта кормовым обтекателем 5 второй ступени. Этот обтекатель должен обеспечивать не только приемлемые аэродинамические характеристики кормовой части второй ступени с учетом создания благоприятных условий для функционирования сопла 2 маршевой ракетной установки, но также экранировать МДПМ от воздействия на него других неблагоприятных газодинамических факторов на этапе выведения. По внешнему виду компоновка второй ступени ракетоносителя с МДПМ может мало чем отличаться от типичной компоновки одноразовой второй ступени, разве что несколько большей длиной.

На фиг.2 более подробно показана изометрическая проекция стартовой конфигурации МДПМ. Над сужающейся кормовой частью корпуса 1 «шалашиком» сложены поворотные консоли крыльев 10. На них сверху компактно надвинуты и зафиксированы верхние теплозащитные створки 8 головного обтекателя. Для улучшения компактности стартовой конфигурации МДПМ задние кромки створок 8, также как и нижней створки 9, выполнены фигурными, с выступами посредине и вырезами по краям. Средние выступы на этих кромках должны быть ответными фрагментами для закрытия ниш на корпусе МДПМ в районе, где начинается сопло ЖРД. В эти ниши опускаются носовые части створок в открытом положении. Подрезанные края позволяют в открытом положении плотнее приблизить створку к корпусу. На фиг.2 наглядно видно, что смещенные на достаточное расстояние назад створки головного обтекателя позволяют обеспечить штатные условия функционирования направленного относительно корпуса вперед сопла 2 маршевой ракетной установки второй ступени (см. отличительный признак а). На этом рисунке также показаны предпочтительные места расположения сопел РСУ для управления в канале рыскания (позиция 13) и в каналах тангажа/крена (позиция 14). Ответные части фиксаторов 15 на створках расположены вблизи крайних точек их выпуклых поверхностей, чтобы в открытом положении створки удобно было закрепить на соответствующих элементах кормовой части корпуса или консолей крыла. Места расположения подтягивающих замков 16 для фиксации створок в закрытом положении тогда должны быть определены на ответных продольных выступах поверхности корпуса.

На фиг.3 изображена одна из простейших возможных схем шарнирного механизма 18 перемещения нижней створки 8 головного обтекателя. Пунктиром обозначено положение элементов конструкции в закрытом положении, а сплошной линией - в открытом положении. На приведенной схеме проиллюстрирована одна из ключевых идей решения по обеспечению компактности стартовой конфигурации МДПМ, а именно: использование характерного сужения обводов ракетного двигателя в районе горловины сопла, чтобы сместить в образовавшуюся «ложбину» сравнительно громоздкую носовую часть нижней теплозащитной створки - жаростойкий кок 34. Следует отметить, что в компоновке МДПМ с двумя соплами условия для «погружения» носового кока между ними лучше, чем в варианте одного сопла.

На фиг.4 показана промежуточная конфигурация МДПМ, когда теплозащитные створки 8, 9 перемещены вперед и зафиксированы подтягивающими замками 16 в форме головного обтекателя, закрывающего сопло. Граница раздела нижней створки от верхних створок определена с учетом условий рациональной интеграции в конструкцию жаростойкого кока 34 (см. отличительный признак b), а также получения компактной стартовой конфигурации МДПМ. Теплозащита на границах створок обтекателя может быть обеспечена на базе апробированных технических решений, примененных в конструкциях аэрокосмических аппаратов первого поколения, например в конструкциях створок ниш шасси «Бурана». Чтобы создать достаточные усилия для плотного прилегания кромок, обеспечивающего требуемые условия работоспособности теплозащитных уплотнений, подтягивающие замки 16 должны размещаться не только в отмеченных на фиг.4 точках, но и в других местах по периметру створок. В виде открытой собачки (позиция 19) обозначен центральный узел сопряжения МДПМ с силовым элементом 6, через который на блок баков 3 передается основная часть силы тяги маршевой ракетной установки (см. отличительный признак d). Места подхода боковых силовых элементов 7 к корпусу МДПМ обозначены в виде пазов 12 на корневой части консоли крыла 10. Эти пазы автоматически перекрываются при повороте консолей крыла из стартового в рабочее положение на этапах спуска и посадки. В стартовом положении для обеспечения жесткости конструкции концы консолей крыла 10 соединены замком 20. В набор органов аэродинамического управления МДПМ (в составе руля высоты 11 и поворотных консолей крыла 10) могут быть добавлены элевоны 21 в качестве средства продольно-поперечного управления, а также (при синхронном разнонаправленном отклонении с рулем высоты) выполнения функций воздушного тормоза.

Для иллюстрации влияния на компоновку космопланов отличительного признака с, на фиг.5 изображен МДПМ в ракурсе «сбоку сверху» из задней полусферы в конфигурации гиперзвукового полета. Консоли крыла 10 повернуты в рабочее положение на угол, соответствующий режиму самобалансировки (примерно 45÷50° вверх относительно строительной горизонтали корпуса). Дополнительно к ранее уже описанным элементам, на этом рисунке показаны предпочтительные места расположения следующих агрегатов: сопла двигателя орбитального маневрирования 23, разрывных разъемов 22 топливных магистралей, а также контейнера 24 посадочного тормозного парашюта. В выбранном ракурсе на верхней поверхности консоли крыла показан интерцептор 17. Элевоны 21 и/или интерцепторы 17 могут быть включены в состав органов аэродинамического управления космоплана в том случае, если в силу каких-либо причин эффективность управления посредством поворотных консолей крыла 10 и руля высоты 11 окажется недостаточной.

Характерный вид посадочной конфигурации МДПМ приведен на фиг.6. Стойки шасси 25, 26 выпущены, консоли крыла 10 опущены почти до строительной горизонтали. Эта конфигурация ориентирована на получение близких к максимально возможным несущим свойствам компоновки и приемлемых характеристик путевой устойчивости аппарата.

Вписанная в обводы типичной формы космической головной части 4 компоновка транспортного космического корабля с пилотируемым космопланом в стартовой конфигурации представлена на фиг.7. Подвижные створки 8, 9 головного обтекателя закрывают стыковочный агрегат 39, расположенный в носовой части корпуса космоплана 1 и ориентированный вдоль продольной оси инерции всей сборки. Среднюю часть корпуса космоплана занимает обитаемый отсек 35, в котором рабочее место командира экипажа 36 скомпоновано в соответствии с авиационными канонами. Это относится к ориентации позы пилота в кресле 37 и расположению информационно-управляющего поля - приборной доски 51, остекления 52, а также органов управления (не показано). Пассажиры космоплана на этапах выведения, спуска и посадки размещаются на самоориентирующихся ложементах 38 в позе «лежа на спине» (см. отличительный признак f). Это позволяет, во-первых, рационально использовать особенности формы сужения корпуса от средней эллипсообразной до кормовой клинообразной с горизонтальным ребром и, во-вторых, улучшить условия переносимости перегрузки за счет подстройки ориентации тела пассажира на линию воздействия по направлению «грудь-спина». Между обитаемым отсеком 35 космоплана и обитаемым отсеком 42 конформного орбитального модуля 41 имеется проход через герметичный люк 40. Модуль 41 соединен с корпусом космоплана 1 замками 50 (см. отличительный признак g). Силовые элементы 53 на кормовом торце модуля 41 служат для его разъемного соединения с блоком баков 3. На этом же торце может быть установлен блок двигателей РСУ 43, предназначенный преимущественно для управления ориентацией космического корабля на этапе орбитального полета. Ракетные блоки 48, присоединенные замками 49 к корпусу 1 космоплана (см. отличительный признак g), могут использоваться в качестве движителя в системе аварийного спасения (САС) и в качестве двигателя орбитального маневрирования (ДОМ). В первом из перечисленных вариантов применения после открытия замков 50 должно быть одновременно включено достаточное количество блоков 48, чтобы увести космоплан от аварийного ракетоносителя. Условная точка приложения равнодействующей от реактивных тяг этих блоков должна находиться перед центром масс отделившегося пакета. Второй вариант использования ориентирован на раздельное включение одного или нескольких блоков 48, когда для орбитального маневра космического корабля требуется придать ему достаточно большой импульс. Сопла 56 блоков 48 после выхода на орбиту должны быть переставлены так, чтобы направление действия тяги проходило через центр инерции космического корабля.

На фиг.8 показана основная конфигурация транспортного космического корабля для этапа орбитального полета. Створки 8 и 9 головного обтекателя открыты. Пилот 36 может визуально контролировать часть пространства в передней полусфере через имеющийся между открытыми верхними створками 8 сектор обзора (см. отличительный признак e). Крышка 46 переходного люка 40 между обитаемыми отсеками космоплана и конформного орбитального отсека открыта. В приборно-агрегатном отсеке 45 космоплана размещено преимущественно сложное оборудование (электронные блоки, электромеханические системы и др.), а в агрегатном отсеке 44 орбитального модуля - преимущественно емкости с запасами жидких и газообразных рабочих тел.

Изображенная на фиг.9 конфигурация пилотируемого космоплана на этапе спуска аналогична по состоянию основных аэродинамических элементов конфигурации МДПМ на фиг.5. Сопоставление положений пассажиров на фиг.7 и фиг.9 позволяет проиллюстрировать эффект применения отличительного признака f. Самоориентирующиеся ложементы 38 обеспечивают ориентацию тел пассажиров в положении, минимизирующем негативное воздействие на них перегрузки. По сути, ориентация относительно вектора перегрузки направления «грудь-спина» у пассажиров космоплана на этапах выведения и спуска примерно такая же, как, например, у космонавтов «Союза» на соответствующих этапах полета. Поскольку общий уровень перегрузок у космоплана на «планирующих» траекториях спуска ниже, чем на «скользящих» или «баллистических» траекториях капсулы «Союза», то, следовательно, уровень комфорта для пассажиров по этому показателю на новом средстве спуска с орбиты должен быть выше.

Последовательность основных операций по использованию МДПМ, типичная для одного из двух вариантов компоновок космопланов со створчатым головным обтекателем, схематично представлена на фиг.10. Ключевые отличия в этой последовательности от наиболее близкого аналога по способу применения (см. патент US 5143327) состоят в операциях по перемещению створок головного обтекателя, а также в особенностях вариантов законов формирования управляющих воздействий на посадочном режиме с использованием возможностей раскладки консолей крыла.

Типовая программа полета МДПМ в составе МТКС согласно заявленному изобретению должна включать следующую последовательность операций:

1. Осуществляют вертикальный старт ракетоносителя, который затем летит по траектории выведения 28 до точки разделения 54. На фиг.10 изображен ракетоноситель в варианте трехблочной компоновки, состоящий из двух многоразовых модулей первой ступени 27 и второй ступени в конфигурации фиг.1 с одним МДПМ.

2. После разделения в точке 54 на скорости примерно M 7 и выключения маршевых ЖРД на многоразовых модулях 27 первой ступени, они осуществляют планирующий полет в автоматическом режиме к аэродрому (аэродромам) посадки по соответствующим траекториям 31. Вторая ступень в составе модулей 1, 3, 4 продолжает полет по траектории выведения 29 до точки разделения 55.

3. На участке траектории 29 полета до точки 55, при достижении заданной суборбитальной скорости, выключают маршевый ЖРД на МДПМ.

4. После разделения модулей второй ступени в точке 55, производят отвод МДПМ и модуля полезной нагрузки от блока баков 3. МДПМ из стартовой конфигурации (см. фиг.2) преобразуют в конфигурацию спуска в атмосфере (см. фиг.5).

5. Модуль полезной нагрузки 4, который может быть как одноразовым космическим аппаратом, так и КМТКК, довыводят на заданную опорную орбиту по типовой процедуре. МДПМ с помощью РСУ (поз.13, 14) ориентируют в пространстве нужным образом, затем в соответствующий момент включают ДОМ (поз.23) на заданное время, чтобы продолжить полет уже по орбитальной траектории 30.

6. На заданном удалении от выбранного аэродрома посадки (по штатной программе полета это должен быть аэродром космодрома) выполняют операцию схода с орбиты МДПМ, повторно применив для этого РСУ (поз.13, 14) и ДОМ (поз.23).

7. Управление траекторией полета МДПМ с помощью аэродинамических поверхностей на гиперзвуковом участке спуска осуществляют аналогично тому, как управляли аппаратами серии «Бор-4» - асимметричным поворотом консолей крыла 10 относительно заданного балансировочного угла их раскладки. В продольном канале дополнительно возможно использование руля высоты 11, который на больших углах атаки действует как балансировочный щиток.

8. Аэродинамическое управление на участке 32 траектории полета космоплана на умеренных сверхзвуковых и дозвуковых скоростях осуществляют:

i. в канале тангажа - за счет отклонения руля высоты (поз.11);

ii. в канале крена - за счет несимметричного поворота консолей крыла (поз.10);

iii. в путевом канале - за счет скоординированного отклонения руля высоты (поз.11) и несимметричного поворота консолей крыла (поз.10);

iv. в канале скорости - за счет отклонения руля высоты (поз.11) и/или симметричного подъема/опускания консолей крыла (поз.10).

9. На заключительном участке траектории выравнивания производят уменьшение угла поперечного V консолей крыла 10 до минимальной заданной величины (по-видимому, примерно до - 5°). Управление приземлением космоплана на ВПП (поз.33), а также управление на пробеге производят в соответствии с известными авиационными процедурами.

В основе определения состава исполнительных органов для канала управления скоростью находятся следующие соображения. Как известно, (см., например. Гуськов Ю.П., Загайнов Г.И. Управление полетом самолетов. М.: Машиностроение, 1980, стр.166) при формировании самолетных систем автоматического управления посадкой функцию регулирования скорости полета возлагают преимущественно на подсистему управления силой тяги движителя. При этом более быстродействующие аэродинамические рули также дают определенный вклад в обеспечение высокого качества процесса управления скоростью, попутно используясь и в других контурах управления. На многоразовых аппаратах первого поколения («Space Shuttle», «Буран») в качестве эффективного средства обеспечения решения ряда проблем, связанных с получением приемлемых аэродинамических характеристик, был использован воздушный тормоз, который был выполнен в виде двух раскрывающихся половинок руля направления. Для целей управления скоростью воздушный тормоз на «Буране» использовался при М 0.8 (см. Многоразовый орбитальный корабль «Буран». Ю.П.Семенов, Г.Е.Лозино-Лозинский и др.; - М.: «Машиностроение» 1995, стр.300). По получаемому эффекту регулирование скорости с использованием воздушного тормоза на этих аппаратах стало эквивалентом управляющих воздействий, оказываемых за счет изменения силы тяги воздушного движителя у самолетов.

Регулирование силы аэродинамического сопротивления посредством воздушного тормоза приводит к соответствующим изменениям коэффициента аэродинамического качества летательного аппарата, влияющим на определение устанавливающихся значений угла планирования и скорости. Но аэродинамическое качество можно регулировать также и за счет изменения несущих свойств летательного аппарата, что как раз и происходит при одновременном подъеме/опускании консолей крыла (поскольку изменяется проекция эффективной несущей поверхности на горизонтальную строительную плоскость аппарата). Таким образом, в предложенном варианте компоновки космоплана совокупность управляющих органов «поворотные консоли крыла + руль высоты» является для системы управления функциональным аналогом примененной ранее на аппаратах «Space Shuttle» и «Буран» совокупности «воздушный тормоз + элевоны». Или (несколько отдаленнее) совокупности «воздушный движитель + руль высоты (элевоны)», характерной для большинства самолетов с системой автоматического захода на посадку.

Предполагается, что для космопланов с новой компоновкой опорная программа изменения скорости при заходе на посадку будет определяться преимущественно углом раскладки (углом поперечного V) консолей крыла, причем программа будет такой, чтобы запасы по углу отклонения руля высоты в обе стороны номинально были примерно одинаковыми, с соблюдением выполнения типичных ограничений на посадке на другие параметры полета. Эти принципы, собственно, и определяют то, как должно осуществляться управление скоростью.

Основные отличия в способе применения космоплана в составе транспортного космического корабля (по сравнению с вышеизложенным способом для МДПМ) состоят в следующем:

I. В стартовой конфигурации теплозащитные створки 8, 9 закрыты и образуют головной обтекатель.

II. В случае возникновения нештатной ситуации при запуске МТКС, предусмотрена возможность экстренного отделения космоплана от аварийного ракетоносителя и орбитального отсека в любой точке траектории выведения 28, 29, с последующей посадкой на ВПП.

III. Створки головного обтекателя 8, 9 обязательно открывают только при необходимости использования стыковочного агрегата 39.

IV. Обитаемый отсек космоплана, закрытый люком 40, может быть использован в качестве шлюзовой камеры при осуществлении выхода космонавта в открытый космос через люк стыковочного агрегата 39.

V. Дополнительно к закрытию створок 8, 9 головного обтекателя (если они были открыты) перед сходом с орбиты производят расстыковку космоплана и конформного орбитального отсека 41, а после отработки импульса схода - отстыковывают также и корпуса 48 всех ракетных блоков САС/ДОМ.

Как известно, у экспериментальных аппаратов «Бор-4», основное назначение которых состояло в натурных испытаниях элементов теплозащиты «Бурана», в качестве аэродинамических органов управления были применены только две асимметрично отклоняемых в поперечном канале консоли крыла. Тем не менее система управления с такими усеченными возможностями обеспечила решение задач по моделированию гиперзвукового участка траектории полета «Бурана» и приведению «Бора-4» в заданный район приводнения. В настоящей заявке на изобретение предложено расширить примерно до 130÷150° суммарный диапазон углов поворота консоли крыла космоплана по сравнению с известными предыдущими аналогами (проекты «Спираль», «Бор-4», МАКС). Такое решение позволяет обеспечить компактность стартовой конфигурации космоплана и максимально возможно использовать его несущие свойства на сверхзвуковых и дозвуковых скоростях планирования. Добавление же в состав аэродинамических органов управления космоплана третьей подвижной поверхности - руля высоты - создает возможности полноценного регулирования (раздельно и комбинированно) по четырем каналам, а именно: по тангажу, крену, пути и воздушной скорости. Позитивный эффект от предложенного технического решения по конфигурации аэродинамических органов управления состоит не только в том, что в теплонапряженной конструкции космопланов удается вдвое уменьшить количество подвижных рулевых поверхностей (с шести, как у «Space Shuttle», или семи, как у «Бурана») до трех. Позитивно и то, что открывается возможность рационально избавиться от сложностей с обеспечением устойчивости и управляемости в определенных диапазонах скоростей полета, которые были выявлены у шатловской компоновки.

В заключение настоящего раздела необходимо отметить, что для реализации предложенных технических решений в компоновке и конструкции космоплана потенциально достаточен тот технологический уровень, на котором были созданы «Space Shuttle» и «Буран». Но применение новой совокупности этих решений должно позволить достичь более высокий уровень летно-технических и эксплуатационных характеристик у следующего поколения МТКС, чем удалось получить на предыдущем.