СУБОРБИТАЛЬНЫЙ И ОРБИТАЛЬНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Изобретение относится к аэрокосмической техники, а именно к летательным аппаратам, которые предназначены для суборбитальных и орбитальных полетов в космосе.
Известен летательный аппарат (RU, 2030339), содержащий корпус, установленную в корпусе подвижную массу, выполненную в виде маховика и снабженную приводом вращения относительно корпуса, энергодвигательную систему, а также вспомогательные системы.
Недостатком этого летательного аппарата является трудность реализации полета в космосе, в силу специфичности предложенной конструкции и ожидаемых больших перегрузок на экипаж в момент старта.
Известен летательный аппарат (RU, 2211176), содержащий теплоизолированный корпус, внутри которого размещены двигательные установки, топливные баки, системы энергосбережения, управления полетом, навигации, связи и контроля и жизнеобеспечения экипажа, отсек полезной нагрузки, кабина экипажа, при этом корпус помещен внутрь оболочки из жаропонижающего материала, имеющей форму эллипсоида, в последнем вырезаны окна, в проемы которых установлены турбинные лопатки, окна и турбинные лопатки размещены в эллипсоиде на пути воздействия на оболочку газовых струй от двигательных установок корабля таким образом, чтобы эти газовые струи проходили через окна напрямую.
Недостатком этого летательного аппарата является сложность конструкции, а, следовательно, необходимость в больших материальных затратах и трудозатратах при его производстве.
Наиболее близким из рассмотренных аналогов по технической сущности является летательный аппарат (RU, 2130404), содержащий наружную оболочку и источник энергии, при этом наружная оболочка летательного аппарата имеет эллипсоидальную форму и выполнена из теплопроводного материала, к ней изнутри присоединены концы тепловых труб, внутри аппарата установлен, по крайней мере, один тепловой насос, при этом тепловые трубы объединены в дипольные группы, ориентированные по пространственным осям наружной оболочки, и подключены, по крайней мере, к одному тепловому насосу.
Недостатком этого летательного аппарата является невозможность длительных космических полетов.
Техническая задача, решаемая посредством предлагаемого устройства, состоит в получении летательного аппарата для суборбитальных и орбитальных полетов.
Технический результат, получаемый при реализации предлагаемого устройства, состоит в увеличение относительной массы полезной нагрузки выводимой на орбиту при одновременном ее удешевление, а также в упрощение предстартового и послепосадочного комплекса обслуживания космических летательных аппаратов при одновременном увеличении удельных характеристик двигательной установки.
Для достижения указанного технического результата предложено использовать летательный аппарат, содержащий двигатель, отсек полезной нагрузки и наружную оболочку эллипсоидальной формы, причем в качестве двигателя использован
гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель внешнего горения, воздухозаборник которого размещен на передней части летательного аппарата, а автоматически регулируемое сопло - на противоположной стороне оболочки, при этом наружная оболочка является одновременно топливным баком и несущей поверхностью, а внутри оболочки расположен газогенератор, соединенный с одной стороны с топливным баком, а другой стороны посредством сопел - с газовым трактом двигателя, проходящим по наружной поверхности оболочки. Летательный аппарат может дополнительно содержать телескопическую раздвижную иглу, обеспечивающую уменьшение лобового сопротивления в процессе разгона. Это приводит к увеличению дальности суборбитального полета. Корпус летательного аппарата предпочтительно может быть выполнен из композитных материалов (углепластиков или стеклопластиков), прочность которых соответствует прочности закаленной стали, а плотность значительно меньше. Топливные баки желательно изготавливать с возможностью размещения в них твердотельного углеродного топлива, поскольку использование твердотельного углеродного топлива удобнее и безопаснее, чем жидкого топлива (керосина) с жидким же окислителем. Кроме того, использование твердотельного углеродного топлива упрощает задачу теплозащиты корпуса летательного аппарата и уменьшает массу самого летательного аппарата. Отсек полезной нагрузки может быть выполнен из алюминиевых сплавов или композитных материалов. В наиболее предпочтительном варианте реализации отсек полезной нагрузки может быть выполнен из тонкостенного листа алюминиевого сплава, покрытый с наружной стороны органическим волокном или стеклопластиком, пропитанных эпоксидной смолой. Перед автоматически регулируемым соплом по ходу движения газового потока на поверхности оболочки могут быть
установлены с возможностью образования скачков уплотнения воздушно-топливного потока клиновые пилоны из жаропрочных материалов. За счет указанных скачков уплотнения газового потока происходит догорание продуктов газогенерации твердотельного углеродного топлива, перемешенных с окислителем - воздухом. В указанных клиновых препятствиях могут быть установлены дополнительные сопла, выполняющие функцию дежурного факела. Кроме того, в указанных клиновых пилонах могут быть дополнительно размещены сопловые блоки стартовой ступени. Непосредственно после воздухозаборника на оболочке могут быть дополнительно установлены пилоны с сопловыми блоками, вход которых соединен с выходом газогенератора, предназначенные для подачи в воздушный поток высокотемпературных продуктов газогенерации углеводородного топлива. Истечение газов из указанных сопловых блоков происходит со сверхзвуковой скоростью. Корпус летательного аппарата может быть выполнен многослойным, причем промежуточные слои корпуса распределены внутри топлива и выполнены с возможностью сгорания вместе с топливом, при этом внутреннее давление распределено таким образом, что предыдущий промежуточный слой корпуса с повышенным давлением расположен в корпусе последующей ступени.
Эллипсоидальная форма наружной оболочки летательного аппарата представляется наиболее оптимальной, как с точки зрения размещения топлива, так и с точим зрения аэродинамики полета в атмосфере. Кроме того, это единственная наиболее удобная форма для создания искусственной гравитации на борту летательного аппарата за счет центробежных сил, что является необходимым условием при длительных полетах в космос. Обладая этими качествами,
летательный аппарат предлагаемой конструкции может достичь следующих показателей:
уд
I=6500-7500 м/с (что значительно выше всех существенных маршевых реактивных двигателей);
μ=Мн/Мк=0,25 (что позволит выходить на околоземную орбиту).
Двигательная установка летательного аппарата представляет собой гиперзвуковой прямоточный воздушно прямоточный реактивный двигатель, основными частями которого являются: емкость для хранения топлива (баки), газогенератор, воздухозаборник, камера догорания и сгорания, сопло внешнего расширения. С целью минимизации массы конструкции двигатель и корпус летательного аппарата интегрированы в общую компоновку.
Корпус летательного аппарата предпочтительно многослойный, выполнен из алюминиевых сплавов и/или органо- или углепластика, поскольку данные вещества имеют более высокую удельную прочность, чем высокопрочная сталь. Изготовление выполняется прессованием либо намоткой. Внутренний обвод салона изготавливают из тонкостенного листа алюминиевого сплава штамповкой и сваркой.
Нижняя часть корпуса летательного аппарата спрофилирована таким образом, что проекция эллипсоида в профиль представляет собой контур гиперзвукового прямоточного воздушно реактивного двигателя внешнего сгорания: передняя часть - воздухозаботник, задняя часть авторегулируемое сопло внешнего расширения.
Тракт двигателя находится на нижней поверхности летательного аппарата и имеет распространенную компоновку: передняя часть выполняет функцию воздухозаборника, задняя часть - сопла. Т.к. сопло внешнего расширения имеет авторегулируемость по всем
режимам полета и обладает минимальной массой, то с целью его максимальной интегрированности с конструкцией летательного аппарата его форма является внешним обводом задней части летательного аппарата.
Продукты газогенерации истекают из сопел со сверхзвуковыми скоростями, а, следовательно, образование ударных волн на клиновых препятствиях будет возможно уже на малых скоростях и даже на старте. Т.е. стартовая ступень тяги уже будет иметь не только ракетную, но и воздушно-реактивную составляющую. Далее в процессе разгона ракетная составляющая будет все более уменьшаться, а воздушно-реактивная расти.
Сопла газогенератора выполняются эллиптическими или даже щелевыми, это способствует лучшему смешению и сгоранию, и как следствие уменьшению длины факела (тракта догорания). Это также позволяет сделать сопловые блоки более плоскими, что желательно с конструктивной точки зрения.
Управление летательным аппаратом в полете по всем осям осуществляют с использованием небольших сопел (дополнительных малых двигателей), расположенных по плоскостям управления. Это обеспечивает высокую маневренность летательного аппарата, а также независимость управляющих органов от скорости полета и наличия среды.
Для полета летательного аппарата используют твердое топливо на основе производных нефти либо высокомолекулярных фракций нефти с малым количеством окислителя в составе, необходимом только для газификации и частичного разложения топлива. Это может быть топливо на основе битума (гудрона) и парафина, т.к. они обладают практически такой же энергетикой, как и керосин, но при
этом являются твердыми фракциями, что удобно с конструктивной точки зрения.
Предложенное устройство позволяет снизить затраты по выведению полезной нагрузки на орбиту до 50 долларов за 1 кг, засечет использования простой технологии изготовления аппарата и используемого при полете дешевого топлива.