УСТРОЙСТВО ДЛЯ УСКОРЕННОЙ ДОСТАВКИ ПАССАЖИРОВ НА МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫЕ РАССТОЯНИЯ
DEVICE FOR ACCELERATED DELIVERY OF PASSENGERS TO INTERCONTINENTAL DISTANCES

Область техники
Изобретение относится к области ракетной и авиационной техники и может найти применение при создании ракетных и авиационных комплексов, обеспечивающих воздушные перевозки пассажиров на межконтинентальные расстояния.
Уровень техники
Единственным средством доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния в настоящее время является самолет. Основными элементами конструкции самолета являются фюзеляж с салонами для пассажиров, крылья с баками для хранения топлива, хвостовое оперение, газотурбинные двигатели, устанавливаемые под крыльями на пилонах, выпускаемое шасси, система управления и фонарь кабины экипажа. Известно (LENTA.RU, 20.10.2019), что пассажирский самолет Boeing 787-9 австралийской авиакомпании «Qantas Airlines» в 2019 году установил два новых мировых рекорда по дальности и по продолжительности полета, пролетев с 50 пассажирами, в том числе и с четырьмя пилотами, расстояние 17800 км из Нью-Йорка в Сидней за 19 час. 14 мин., израсходовав при этом 100 т топлива. Недостатком всех самых совершенных современных пассажирских самолетов, летающих на межконтинентальные расстояния, является большая продолжительность полета, утомительная для пассажиров, несмотря на создаваемый для пассажиров в полете комфорт.
Устройством, предложенным для решения задачи ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния, является проект космического корабля Starship фирмы Spase-X США, который способен (журнал ФОКУС, 2019-05-31) самостоятельно доставить за 20 мин. 100 пассажиров на расстояние 10 тыс. км, например, из Нью-Йорка в Лондон. Этот многоразовый корабль является объединением собственно космического корабля в традиционном понимании этого термина и второй ступени двухступенчатой ракеты-носителя сверхтяжелого класса BFR США, предназначенной для пилотируемых полетов на Луну или на Марс. Корабль представляет собой заостренный в передней части цилиндр большого диаметра и большой длины, стартующий и садящийся на поверхность Земли вертикально. Ему не требуется наземный стартовый комплекс и головной обтекатель. Для посадки-высадки пассажиров и заправки ракетных двигателей компонентами топлива используется мачта. Основной участок движения корабля лежит за пределами атмосферы Земли. При спуске обеспечивается аэродинамическое торможение корпусом корабля. Мягкое приземление корабля обеспечивается за счет управляемого дросселирования тяги ракетных двигателей. Стоимость билетов пассажиров определяется стоимостью заправляемого топлива и стоимостью облуживания корабля. Недостатком устройства является невозможность доставки того же числа пассажиров на расстояния, большие 10 тыс. км.
В качестве аналога изобретения принят проект двухступенчатой ракеты-носителя сверхтяжелого класса BFR США, которую предполагается использовать для доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния, не ограниченные по дальности. По информации (https://www.rbc.ru>technology and media>2017) эта ракета способна доставить 100 пассажиров в любую точку земного шара за время не более, чем за 1 час. Первая ступень ракеты-носителя имеет тот же диаметр, что и корабль Starship и используется в качестве ускорителя. После разгона ракеты-носителя до заданной скорости первая ступень отделяется, разворачивается, тормозится вначале за счет включения двигателей и в последующем за счет сил аэродинамического сопротивления и мягко садится в точке старта. Мягкое приземление ступени обеспечивается за счет управляемого дросселирования тяги ракетных двигателей. Вторая ступень с пассажирами на борту продолжает полет до точки назначения и далее также мягко приземляется. Ракете-носителю в целом не требуется наземный стартовый комплекс и головной обтекатель. Достоинством аналога является полная многоразовость обеих ступеней ракеты-носителя. Признаками аналога, совпадающими с существенными признаками изобретения, являются многоразовость обеих ступеней ракеты-носителя и возможность ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния более 10 тыс. км. Недостатком прототипа является повышенная стоимость билетов пассажиров, связанная со значительными финансовыми затратами на заправку ракеты-носителя большим количеством топлива: 3300 т для первой ступени и 1200 т для второй ступени (Википедия - BFR (ракета)). Количество топлива обусловлено большой сухой массой самой ракеты-носителя, разрабатываемой для полетов к Луне и Марсу и попутно позволяющей решать задачу ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния.
Наиболее близким к изобретению по технической сущности и принимаемым в качестве прототипа является устройство по заявке 2018138820. Устройство обеспечивает доставку 100 туристов и 10 членов экипажа на околоземную орбиту и последующее возвращение на Землю. Оно состоит из элементов, корпуса которых выполнены в форме сплюснутых в поперечном направлении и заостренных в передней части дисков с развитым плоским и скошенным к кормовой части днищем. Эффективность управления достигается за счет большего, чем у самолета, коэффициента аэродинамического качества и снижения веса конструкции по сравнению с самолетом при сопоставимой грузоподъемности, поскольку внешние нагрузки распределяются более равномерно по всей конструкции диска. Диск обеспечивает также меньшие перегрузки и меньшие внешние тепловые потоки при полете в плотных слоях атмосферы с гиперзвуковой скоростью. Элементы устройства снабжены маршевыми и рулевыми двигателями, установленными в кормовой части диска, необходимым запасом топлива, системой управления, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения, фонарем кабины экипажа, а также выпускаемыми шасси. Для управления при движении в атмосфере элементы устройства имеют аэродинамические рули - кормовой щиток и элевоны, устанавливаемые в кормовой части плоского днища. Для предотвращения срыва потока на больших углах атаки по бокам диска установлены аэродинамические кили. После снижения до заданной высоты полета обеспечивается выпуск шасси и посадка элементов «по-самолетному» на аэродром базирования. Элементы устройства рассчитаны на многоразовое применение, все их двигатели рассчитаны на многократное включение. Признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками изобретения, являются многоразовость всех элементов устройства и возможность ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния. Недостатком прототипа является повышенная стоимость билетов пассажиров, обусловленная избыточным количеством элементов, содержащихся в нем.
Таким образом, известные в настоящее время технические средства не могут обеспечить ускоренную доставку пассажиров на межконтинентальные расстояния более 10 тыс. км за сравнительно небольшую стоимость билетов.
Раскрытие сущности изобретения
Предлагается устройство для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния более 10 тыс. км, которое перед стартом представляет собой единое целое, включает два самостоятельных элемента, совместная и последовательная работа которых обеспечивает выполнение поставленной задачи.
а. Первым элементом устройства, работающим во вторую очередь, рассчитанным на ускоренную доставку заданного числа пассажиров и членов экипажа на межконтинентальные расстояния, является суборбитальный корабль (СК) многоразового применения, в основу которого положена конструкции СК. предложенного по заявке №2018138820. СК является одноступенчатой ракетой, отделяемой от воздушного корабля (ВК) на заданной высоте полета. Корпус СК выполнен в форме сплюснутого в поперечном направлении и заостренного в передней части диска с развитым плоским и скошенным к хвостовой части днищем. Эффективность управления при движении в атмосфере с гиперзвуковой скоростью достигается за счет большего, чем у самолета, коэффициента аэродинамического качества и снижения веса конструкции по сравнению с самолетом при сопоставимой грузоподъемности, поскольку внешние нагрузки распределяются более равномерно по всей конструкции диска. Диск обеспечивает также меньшие перегрузки и меньшие внешние тепловые потоки при движении в верхних слоях атмосферы с гиперзвуковой скоростью. СК снабжен маршевыми и рулевыми ракетными двигателями, установленными в кормовой части диска, необходимым запасом топлива, системой управления, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения членов экипажа и пассажиров, а также выпускаемыми шасси. Траектория движения СК после отделения от ВК состоит из трех участков: участка выведения на заданную высоту суборбиты с заданной гиперзвуковой скоростью, участка управляемого спуска с уменьшением высоты и скорости с целью достижения заданных географических координат, участка снижения и посадки в аэропорту назначения, при этом после достижения заданных координат осуществляется снижение до заданной высоты полета, на которой экипаж обеспечивает выпуск шасси и посадку СК «по-самолетному» в аэропорту назначения. Предусматриваются салоны для пассажиров и кабина с экипажем и с фонарем кабины для управления на участке снижения и посадки в аэропорту назначения. На участке выведения на суборбиту и при последующем движении на участке управляемого спуска маршевые ракетные двигатели СК, имеющие высокий удельный импульс и работающие на экологически чистых компонентах, поочередно выключают или дросселируют для предотвращения появления перегрузки, превышающей заданную величину. Для управления углами атаки и крена на участке управляемого спуска и участке снижения и посадки в аэропорту назначения используются аэродинамические рули - кормовой щиток и элевоны, устанавливаемые в кормовой части плоского днища. Для предотвращения срыва потока на больших углах атаки по бокам диска установлены аэродинамические кили. На задних частях килей установлены аэродинамические рули направления. На участке управляемого спуска и участке снижения и посадки в аэропорту назначения осуществляется комбинированное управление как с помощью аэродинамических рулей, так и с помощью маршевых и рулевых ракетных двигателей. Все элементы СК выполнены с учетом их многоразового применения, все его двигатели выполнены с учетом их многократного включения.
b. Вторым элементом устройства, работающим в первую очередь, является ВК с заданными массогабаритными и динамическими характеристиками, выполняющий функции грузового самолета большой грузоподъемности, предложенный по заявке 2018138820. Он обеспечивает доставку на стратосферную высоту снаряженного СК. ВК оснащен маршевыми и рулевыми двигателями с необходимым запасом топлива, а также системой управления, шасси для взлета и посадки «по-самолетному» в аэропорту отправления, необходимым оборудованием, снаряжением, средствами жизнеобеспечения членов экипажа. ВК повторяет форму диска корпуса СК, но имеет большие, чем у СК, размеры. Перед стартом снаряженный СК устанавливают в корпус ВК с помощью разъемного соединения системы разделения. Для уменьшения аэродинамического сопротивления на этапе подъема в стратосферу корпус СК устанавливают в корпус ВК таким образом, что его корпус не выходит за внешний контур ВК, для чего на верхней поверхности ВК имеется овальный вырез, охватывающий по периметру обводы СК. Для обеспечения прочности корпуса ВК вырез изнутри подкреплен силовым элементом по форме днища СК. С целью закрытия выреза после отделения СК по периметру выреза закреплена упругая герметичная мембрана, имеющая два устойчивых напряженных состояния: либо она вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу, либо выдавлена из корпуса и образует его внешний контур. Перед установкой СК мембрана вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу. После срабатывания пирозамков на отделение СК в пространство между мембраной и силовым элементом подается избыточное давление, которое создает усилие на выдавливание мембраны и отделение СК от ВК. В результате мембрана выдавливается, закрывает вырез и образует внешний контур ВК. Для обеспечения необходимой жесткости конструкции мембрана на своей внутренней поверхности имеет меридиональные и сегментальные наборы элементов, временно соединяемых между собой и с корпусом ВК после формирования внешнего контура с целью создания силового каркаса. В качестве маршевых и рулевых двигателей ВК используются турбореактивные двигатели, для чего в кормовой его части сверху за овальным вырезом расположены воздухозаборники. Имеются аналогичные СК аэродинамические рули управления ориентацией по всем осям: для управления углами атаки и крена используются аэродинамические рули - кормовой щиток и элевоны, устанавливаемые в кормовой части плоского днища, по бокам диска установлены аэродинамические кили, на задних частях которых установлены рули направления. Предусматривается кабина с экипажем и с фонарем кабины для управления на всех этапах полета - взлет, набор высоты, отделение СК, снижение, выпуск шасси и посадка «по-самолетному» в аэропорту отправления. Управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями. ВК рассчитан на многоразовое применение.
Задачей этого изобретения является использование летательного аппарата дискообразной формы большого диаметра, обладающего известным рядом достоинств по сравнению с ракетой и самолетом, для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния.
Поставленная задача решается тем, что устройство для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния, состоит из воздушного корабля, выполняющего функцию грузового самолета и управляемого «по-самолетному» от взлета до посадки в аэропорту отправления, оснащено выпускаемыми шасси для взлета и посадки, аэродинамическими рулями управления, маршевыми турбореактивными двигателями, системой управления, кабиной экипажа с фонарем кабины, снабжено необходимым запасом топлива, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения экипажа, согласно изобретению корпус ВК выполнен в форме диска, имеет форму сплюснутого в поперечном направлении и заостренного в передней части диска с плоским и скошенным к кормовой части днищем, по бокам диска установлены аэродинамические кили, при этом ВК оснащен рулевыми турбореактивными двигателями, размещаемыми с маршевыми турбореактивными двигателями в кормовой части ВК, в кормовой части сверху расположены воздухозаборники, при этом маршевые и рулевые двигатели выполнены с учетом их многократного включения, в качестве аэродинамических рулей используются кормовой щиток и элевоны, устанавливаемые на кормовой части днища, и рули направления, устанавливаемые на задних частях аэродинамических килей, ВК снабжен необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения членов экипажа, при этом на всех скоростях полета ВК управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями.
Входящий в состав устройства ВК имеет сверху овальный вырез в корпусе, в который устанавливают суборбитальный корабль (СК), представляющий собой одноступенчатую ракету, доставляющий пассажиров на межконтинентальные расстояния, форма которого повторяет форму ВК, но меньших размеров, перед стартом СК устанавливают в корпусе ВК с помощью разъемного соединения системы разделения так, что его контур не выходит за внешний контур ВК, вырез изнутри подкреплен силовым элементом по форме днища СК, по периметру выреза закреплена упругая герметичная мембрана, имеющая два устойчивых напряженных состояния: либо она вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу, либо выдавлена из корпуса и образует его внешний контур, так что перед установкой СК мембрана вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу, а после срабатывания пирозамков на отделение СК в пространство между мембраной и силовым элементом подается избыточное давление, которое создает усилие на выдавливание мембраны и отделение СК от корпуса ВК, в результате чего мембрана выдавливается, закрывает вырез и образует внешний контур корпуса, мембрана на своей внутренней поверхности имеет меридиональные и сегментальные наборы элементов, временно соединяемых между собой и с корпусом ВК после формирования внешнего контура, при этом СК снабжен системой управления и устанавливаемыми в кормовой части СК маршевыми и рулевыми ракетными двигателями, а также выпускаемыми шасси, траектория полета СК после отделения от ВК состоит из трех участков: участка выведения на заданную высоту суборбиты с заданной гиперзвуковой скоростью, участка управляемого спуска с уменьшением высоты и скорости, участка снижения и посадки в аэропорту назначения, при этом после достижения заданных координат осуществляется снижение до заданной высоты полета, на которой экипаж обеспечивает выпуск шасси и посадку СК «по-самолетному» в аэропорту назначения, корпус СК снабжен аэродинамическими рулями - кормовым щитком и элевонами, устанавливаемыми на кормовой части днища, и рулями направления, устанавливаемыми на задних частях аэродинамических килей, на его переднюю часть, днище, аэродинамические кили и рули нанесено теплозащитное покрытие, СК оснащен маршевыми ракетными двигателями с высоким удельным импульсом, работающими на экологически чистых компонентах, которые поочередно выключают или дросселируют по траектории выведения на суборбиту и при последующем движении на участке управляемого спуска, СК снабжен также необходимым запасом рабочего тела, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения для размещения заданного числа членов экипажа в кабине с фонарем кабины и заданного числа пассажиров в салонах, при этом на участке управляемого спуска и участке снижения и посадки в аэропорту назначения осуществляется комбинированное управление, как с помощью аэродинамических рулей, так и с помощью маршевых и рулевых ракетных двигателей, все элементы СК выполнены с учетом их многоразового применения, маршевые и рулевые двигатели выполнены с учетом их многократного включения.
В качестве аэропорта отправления устройства может использоваться акватория у морского причала.
Сущность изобретения поясняется чертежами элементов устройства.
На фиг. 1 приведены проекции СК на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости, на которых видны основные элементы конструкции СК.
На фиг. 2 также приведены те же проекции снаряженного ВК с установленным на нем снаряженным СК.
На фиг. 3 приведена аксонометрическая проекция устройства перед стартом.
На этих фигурах:
1 - корпус корабля;
2 - плоское и скошенное к хвостовой части днище;
3 - рулевые двигатели;
4 - маршевые двигатели;
5 - кормовой щиток;
6 - элевоны;
7 - аэродинамические кили;
8 - рули направления;
9 - фонарь кабины экипажа;
10 - овальный вырез;
11 - воздухозаборники.
Осуществление изобретения
Пример возможной реализации предложенного технического решения.
1. СК предназначен для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния до 15 тыс. км численностью 100 человек с 10-ю членами экипажа. По форме корпус СК (фиг. 1) представляет собой сплюснутый в поперечном направлении и заостренный в передней части диск 1 с развитым плоским и скошенным к хвостовой чисти днищем 2 диаметром 35 м и высотой 7 м.
Стартовая масса СК равна 945 т и распределена следующим образом:
- масса конструкции
- 115 т;
- масса заправляемого топлива
- 810 т;
- масса оборудования и снаряжения
- 9 т;
- масса пассажиров (100 ч.) и экипажа (10 ч.)
- 11 т.
В кормовой части СК размещены рулевые ракетные двигатели 3 для управления угловым положением корпуса относительно всех трех осей и маршевые ракетные двигатели 4 с суммарной тягой 1200 тс. Количество маршевых ракетных двигателей определяется величиной номинальной тяги каждого из них и возможностью дросселирования тяги. Они работают на экологически чистом топливе «жидкий кислород плюс жидкий водород» и имеют удельный импульс за пределами атмосферы не ниже 450 с. Поочередным отключением двигателей или их дросселированием обеспечивается перегрузка при полете СК не более 2 единиц, и при этом обеспечивается необходимый уровень надежности. Кроме того, в кормовой части установлены аэродинамические поверхности: кормовой щиток 5 и элевоны 6 для управления углами атаки и крена. Для предотвращения срыва потока на больших углах атаки по бокам диска установлены аэродинамические кили 7. На задних частях килей установлены аэродинамические рули направления 8. На переднюю часть СК, на плоское и скошенное к кормовой части днище 2, аэродинамические кили 7 и рули 5, 6, 8 нанесено теплозащитное покрытие (на фиг. 1 не показано). Имеется система управления, необходимое оборудование и снаряжение для пассажиров и экипажа со средствами жизнеобеспечения (на фиг. 1 не показано), салоны для пассажиров (на фиг. 1 не показано) и кабина пилотов с фонарем кабины пилотов 9 для управления СК при снижении и посадке в аэропорту назначения. Имеются выпускаемые шасси (на фиг. 1 не показано) для посадки «по-самолетному». Старт СК с борта ВК производится на стратосферной высоте 30 км. Траектория движения СК состоит из трех участков: участка выведения на субборбиту на высоту 80 км с гиперзвуковой скоростью 7000 м/с, участка управляемого спуска до высоты 20 км и с уменьшением скорости до трансзвуковой при достижении заданных географических координат, участка снижения и посадки в аэропорту назначения. После достижения заданных координат осуществляется снижение до малой высоты полета, на которой экипаж обеспечивает выпуск шасси и посадку СК «по-самолетному» в аэропорту назначения. На участке управляемого спуска и участке снижения и посадки в аэропорту назначения осуществляется комбинированное управление как с помощью аэродинамических рулей 5, 6, 8, так и с помощью маршевых 4 и рулевых 3 ракетных двигателей.
2. ВК выполняет функцию грузового самолета большой грузоподъемности, доставляет на стратосферную высоту 30 км снаряженный СК. Его форма (фиг. 2) повторяет форму диска СК и имеет диаметр 45 м и высоту 9 м. Максимальная взлетная масса ВК равна 1560 т и распределена следующим образом:
- масса конструкции
- 470 т;
- масса заправляемого топлива
- 125 т;
- масса оборудования и снаряжения
- 20 т;
- масса полезного груза
- 945 т.
Внешние обводы ВК аналогичны обводам СК. Отличие в кормовой части ВК состоит в том, что в качестве рулевых 3 и маршевых 4 двигателей используются турбореактивные двигатели. Маршевые двигатели 4 обладают в режиме взлета ВК суммарной тягой 360 тс, достаточной для выведения снаряженного СК на высоту 30 км с крейсерской скоростью 720 км/ч. ВК для работы маршевых 4 и рулевых 3 двигателей имеет на борту необходимый запас топлива, снабжен системой управления, необходимым оборудованием, снаряжением, средствами жизнеобеспечения и шасси (на фиг. 2 не показано). Для уменьшения аэродинамического сопротивления в полете снаряженный СК перед стартом устанавливается в корпус ВК таким образом, что его корпус не выходит за внешний контур ВК, для чего на верхней поверхности ВК имеется овальный вырез 10. Вырез по периметру охватывает обводы СК. Для обеспечения прочности корпуса ВК вырез изнутри подкреплен силовым элементом (на фиг. 2 не показано) по форме днища СК. По периметру выреза закреплена упругая герметичная мембрана (на фиг. 2 не показано), которая после отделения СК образует внешний контур ВК. Для обеспечения необходимой жесткости конструкции мембрана на своей внутренней поверхности имеет меридиональные и сегментальные наборы элементов (на фиг. 2 не показано), временно соединяемых между собой и с корпусом ВК после формирования внешнего контура с целью создания силового каркаса. В кормовой части сверху за овальным вырезом расположены воздухозаборники 11. На всех скоростях полета управление аэродинамическими рулями 5, 6, 8, при необходимости, дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями.
Устройство для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния работает следующим образом. После стыковки, испытаний, снаряжения, зарядки и заправки всех элементов устройства и размещения пассажиров и экипажей оно с помощью ВК осуществляет взлет и подъем на стратосферную высоту в заданную точку пространства и полет с заданным курсом и с заданной скоростью. На высоте 30 км производится расстыковка и отделение от ВК снаряженного СК, после чего ВК с закрытым мембраной вырезом в корпусе возвращается в аэропорт отправления.
После отделения СК от ВК включаются его маршевые и рулевые двигатели, и он по траектории выведения выводится на суборбитальную высоту 80 км со скоростью 7000 м/с. Далее СК осуществляет управляемый спуск до высоты 20 км с уменьшением скорости до трансзвуковой при достижении заданных географических координат. При этом на участке выведения и участке управляемого спуска при достижении 2-х кратной перегрузки маршевые двигатели СК поочередно выключают или дросселируют. При достижении заданных координат СК осуществляет снижение высоты, выпуск шасси и посадку в аэропорту назначения. Максимальная дальность полета составляет 15 тыс. км. Время перелета не превышает 2 час.
В результате применения настоящего изобретения техническое решение, обеспечивающее доставку 100 пассажиров на расстояние до 15 тыс. км за время, не более, чем за 2 часа, за сравнительно небольшую стоимость билетов, реализуется за счет:
- использования двух элементов устройства в виде конструкций специальной дискообразной формы и специальной схемы размещения СК в корпусе ВК и их разделения;
- многоразовости применяемых элементов устройства, взлетающих и садящихся «по-самолетному»;
- использования сравнительно небольшого количества заправляемого в элементы топлива: 125 т - в ВК и 810 т - в СК. Итого максимальный расход топлива может составлять 935 т.