Многоразовая космическая система и способ ее управления
REUSABLE SPACE SYSTEM AND METHOD FOR CONTROL THEREOF

Изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для создания современных, экономически эффективных средств выведения космических аппаратов.
Известны различные многоразовые системы, построенные на различных принципах: системы выведения на самолетно-космическом принципе, с использованием экранопланов, крыла, планеров, дирижаблей.
Известны многоразовые системы на самолетно-космическом принципе, при этом ракета на старте находится внутри самолета, осуществляющего роль носителя, например, по патенту RU №2636447, по патенту RU №2385829, по патенту RU №2181684, (МПК: B64G 1/14).
Известны многоразовые системы, где первой ступенью является корпус в виде крыла для создания подъемной силы, вторая в виде самолета, третья в виде ракеты-носителя, а четвертая в виде космического аппарата, например, по патенту RU №21164882 (МПК: B64G, 1/14).
Известна авиационно-космическая система «Пегас» по патенту США №4901949, (МПК: B64G 1/14), содержащая самолет-носитель, ракету-носитель, с пороховыми двигателями, крыло и полезную нагрузку.
Известно техническое решение по патенту SU №987904 (МПК: В64С, 1/00), представляющее многоразовый транспортный воздушно-космический летательный аппарат, который содержит корпус-крыло в виде круглого диска, основную и вспомогательную силовые установки, систему и средства управления, бортовую энергоустановку, шасси, отсек полезной нагрузки, кабину экипажа, причем упомянутые отсек и кабина выполнены в виде единой гондолы, закрепленной на верхней поверхности топливного бака, выполненного в виде круглого диска, расположенного в центральной части крыла.
Известны многоразовые системы, где на самолете-носителе закреплена ракета-носитель с космическим аппаратом, например, по патенту RU №2158214 (МПК: B64D 5/00).
Известна авиационно-космическая система фирмы Rockwell International Corporation по патенту US №5402965, (МПК: B64G, 1/14), состоящая из самолета-носителя и установленной под ним ракеты-носителя с возвращаемым космическим летательным аппаратом (полезной нагрузкой), осуществляющая горизонтальный старт с аэродрома, доставку ракеты-носителя с полезной нагрузкой в точку ее отделения от самолета-носителя, выведения ракетой-носителем полезной нагрузки в заданную точку орбиты и отделение нагрузки с последующим ее возвращением на Землю.
Известно также техническое решение по патенту RU №2026798, (МПК: B64D, 5/00) фирмы Orbital Sciences Corporation, US, представляющую ракету-носитель, сбрасываемую с самолета-носителя, содержащую ступени с двигательными установками, крыло и полезную нагрузку.
Проект «Бурлак-Диана» (журнал «Aviation Week and Space Technol», 11.01.99, стр. 444, USA) и проект германской фирмы Даймлер-Бенц Аэроспейс П.Г. (патент RU №2120398, (МПК: B64G 1/14) используют крылатую ракету-носитель, подвешиваемую снизу под фюзеляжем или крылом самолета-носителя.
Известно техническое решение по патенту RU №2160215 (МПК: B64G, 1/00, 1/14) - авиационно-космическая система, содержащая самолет-носитель, ракету-носитель и полезную нагрузку, отличающаяся тем, что ракета-носитель имеет жидкостные ракетные двигательные установки и размещена в транспортно-пусковом контейнере при помощи установочных элементов, расположенных, по крайней мере, в двух поясах, причем транспортно-пусковой контейнер имеет теплоизоляцию и установлен внутри фюзеляжа самолета-носителя, между глухим торцем транспортно-пускового контейнера и торцем ракеты-носителя образована герметичная пневматическая камера, в которой расположены бортовые элементы устройств заправки ракеты-носителя топливом и рабочими телами, элементы устройства дренажа, элементы устройства подпитки жидкостных ракетных двигательных установок топливом, причем все упомянутые устройства, электрические связи и бортовые элементы подсоединены к торцу ракеты-носителя с помощью разъемных соединений, при этом транспортно-пусковой контейнер снабжен устройством пневматического десантирования ракеты-носителя, выполненного в виде источника высокого давления, соединенного посредством запорной арматуры с указанной пневматической камерой и расположенного в транспортно-пусковом контейнере, а свободный торец указанного контейнера герметично соединен с периметром отверстия в фюзеляже для выхода ракеты-носителя из самолета-носителя.
Известны многоразовые системы, где представлено техническое решение в виде планера с ракетой внутри, буксирующего планер самолета, например, по патентам RU №№2359871, 2359873, 2309090, 2319644. 2319643, 2314975(МПК: В64С 29/00), (МПК: B64G 1/14).
Известны технические решения, предлагающие выведение ракеты с помощью планера, например, способ по патенту RU №2131831 (МПК: B64G 1/14), включающий закрепление ракеты на планере, соединение планера посредством троса с летательным аппаратом, взлет и полет летательного аппарата с планером, отсоединение планера от летательного аппарата и ракеты от планера, набор скорости в атмосфере и включение двигателя ракеты, отличающееся тем, что для взлета и полета используют дополнительные летательные аппараты, причем все летательные аппараты соединяют шарнирно посредством штанги, планер и ракету последовательно соединяют тягой, а включение двигателя ракеты и ее отсоединение от тяги осуществляют после набора летательным аппаратом предельной высоты и максимальной скорости полета.
Похожая идея изложена в патенте US №5626310 (МПК: В64D, 5/00), где предлагается устройство для запуска космического аппарата, выполненное в виде планера, буксируемого самолетом. В предложенном техническом решении самолет буксирует на тросе планер, содержащий отсек полезной нагрузки. Планер имеет также пропульсивный ракетный двигатель с регулируемой тягой для увеличения скорости планера. Имеются средства для сброса космического аппарата из отсека полезной нагрузки.
Известны многоразовые системы, где первой ступенью является тяжелый экранолет по патенту RU №2659609. Система может быть выполнена на базе многофункционального безаэродромного летательного аппарата, построенного по схеме «летающее крыло» с дисковидным фюзеляжем. Безаэродромность достигается применением вместо шасси воздушной подушки.
Известно предложение выведения ракеты с помощью аэростата, например, по заявке JP №56-47-4, 31.03.76 (МПК: B64G, 9/00), где в оболочке аэростата выполнено углубление, в котором размещена ракета, вытягиваемая парашютом.
Известна многоразовая воздушно-космическая система по патенту SU №811679 (МПК: B64G 1/14), содержащая транспортный космический корабль (КК) с топливным баком, установленный на выдвижной платформе, разгонный блок, основную и вспомогательную двигательную установки, средства управления, кабину для экипажа, шасси, при этом разгонный блок выполнен в виде диска с шахтой, внутри которой расположена выдвижная платформа с космическим кораблем, причем в шахте смонтировано устройство пневмовыброса КК, а на наружной поверхности выполнена ниша под полезную нагрузку.
Известна многоразовая воздушно-космическая система по патенту SU №580696 (МПК: B64G 1/14), содержащая первую и вторую ступени и транспортный космический корабль, а также основную и вспомогательную двигательные установки, систему управления, кабины для экипажа, шасси, при этом ступени выполнены в виде полудисков состыкованных по поверхностям последних, а транспортный корабль установлен в центре корпуса-крыла второй ступени на подвешенных к нему сбрасываемых топливных баках, установленных на выдвижной платформе, поверхность которой идентична верхнему внешнему контуру корпуса-крыла второй ступени; в вырезе корпусов ступеней и транспортно-космического аппарата установлены основные двигатели. Прототип.
Все описанные технические решения обладают следующими недостатками.
Повторное использование спасаемых ракетных блоков первой ступени многоразовой транспортной космической системы не позволяет увеличить эффективность работы всей системы из-за низкого КПД ракетного двигателя - не выше 10%, а цена подготовки носителя к повторному пуску для обеспечения надежности, может быть выше, чем изготовление нового.
Низкая экономическая эффективность многоразовых самолетных систем обусловлена недостаточной грузоподъемностью существующих самолетов, в т.ч. экранолетов и планеров, необходимостью выполнения сложных маневров для пуска второй ступени, высокой ценой содержания летательных аппаратов и их аэродромного обслуживания.
К недостаткам аэростатной системы выведения ракеты можно отнести малую грузоподъемность, низкую мобильность и оперативность выведения.
Недостатками прототипа являются недостаточная грузоподъемность, высокая трудоемкость обслуживания и подготовки системы к пуску, высокая цена аэродромного обслуживания, низкая топливная эффективности за счет высокого аэродинамического сопротивления при обтекания несимметричных профилей возвращаемых ступеней после разделения, а также высокая стоимость ремонтно-восстановительных работ после воздействия на первую ступень струй маршевых ЖРД при разделении ступеней.
Задачей предлагаемой системы является повышение ее надежности, сокращение стоимости ее изготовления и эксплуатации, снижение цены запуска космических аппаратов и обеспечение мобильности и оперативности их выведения.
Данная задача решается тем, что в многоразовой космической системе, содержащей первую ступень, вторую ступень в виде носителя полезной нагрузки, первая ступень выполнена в виде связки не менее трех дискообразных летательных аппаратов, образующих платформу, в центре которой установлена вторая ступень в виде носителя с полезной нагрузкой.
Данная задача решается также тем, что в способе управления многоразовой космической системой, включающем запуск двигателей первой ступени, отделение первой ступени космической системы, запуск и полет по заданной программе второй ступени, после запуска двигателей первой ступени в виде связки дискообразных летательных аппаратов, образующих платформу с установленной на ней второй ступенью, на заданной высоте производят корректировку и стабилизацию стартового положения второй ступени, включают двигатели второй ступени носителя, производят механическое и электрическое разделение первой ступени от второй, включают двигатели увода дискообразных летательных аппаратов первой ступени друг от друга и от центральной оси системы, при этом вторая ступень продолжает полет по заданной программе, дискообразные летательные аппараты связки первой ступени в автоматическом режиме возвращаются к месту сборки и производят вертикальную посадку.
На Фиг. 1 изображена многоразовая космическая система- вид сверху.
На Фиг. 2 изображена многоразовая космическая система- вид сбоку, где:
1 - дискообразный летательный аппарат;
2 - первая ступень в виде связки из дискообразных летательных аппаратов;
3 - вторая ступень в виде носителя;
4 - полезная нагрузка.
Многоразовая космическая система содержит первую ступень 2, вторую ступень 3 в виде носителя, например, ракеты или космического самолета, полезной нагрузки 4, например, космического аппарата, первая ступень 2 выполнена в виде связки не менее трех дискообразных летательных аппаратов 1, образующих платформу, в центре которой установлена вторая ступень 3 - носитель, например, в виде ракеты или космического самолета с полезной нагрузкой 4. Дискообразные летательные аппараты 1 могут быть выполнены по патенту RU №2495795 (МПК: B64G 1/14).
После запуска двигателей первой ступени 2 в виде связки дискообразных летательных аппаратов 1, образующих платформу, на заданной высоте, например, 12-15 км. производят корректировку и стабилизацию стартового положения второй ступени 3, включают двигатели второй ступени 3 ракеты-носителя или космического самолета с полезной нагрузкой 4, производят механическое и электрическое разделение первой 2 и второй 3 ступеней, включают двигатели увода дискообразных летательных аппаратов 1 первой ступени 2 друг от друга и от центральной оси системы, вторая ступень 3 продолжает полет по заданной программе, дискообразные летательные аппараты 1 связки первой ступени 2 в автоматическом режиме возвращаются к месту сборки и производят вертикальную посадку в заданном районе.
Многоразовая стартовая платформа, составленная из связки трех или более дискообразных летательных аппаратов, позволит оперативно произвести вертикальный старт ракеты-носителя или космического самолета из любой точки и в любом направлении, обеспечить практически безотходность космических запусков, сократить затраты на создание и содержание взлетной полосы и аэродромного обслуживания, обеспечить экологическую безопасность космических стартов, сократить финансовые затраты на пуски за счет использования дискообразных летательных аппаратов для транспортного сообщения между регионами без строительства новых аэродромов.
Дискообразная форма летательного аппарата определяется законами аэродинамики, механики и является наилучшей формой для ЛА (летательных аппаратов) будущего, обладающей одновременно лучшими свойствами самолета и вертолета. Дискообразные летательные аппараты разрабатывались в разное время в Германии, СССР, США.
К достоинствам дискообразных летательных аппаратов следует отнести отличные прочностные характеристики, хорошую устойчивость при вертикальном наборе высоты, большой внутренний объем. В горизонтальном полете дискообразные летательные аппараты обладают низким аэродинамическим сопротивлением. При вертикальном подъеме со скоростями, не превышающими скорость звука, расчетный аэродинамический коэффициент качества (отношение подъемной силы к сопротивлению) без учета дополнительных мер по снижению сопротивления составляет 12,5%, что свидетельствует об эффективности этого транспортного средства.
Хорошие аэродинамические характеристики, способность аппаратов вертикально взлетать и садиться, а также другие их достоинства позволяют строить и использовать такие летательные аппараты на транспортных магистралях, в том числе для связи с отдаленными регионами, без затрат на строительство аэродромов.
Подъемная сила предлагаемых дискообразных летательных аппаратов создается за счет зоны разряжения над его верхней поверхностью за счет вращения установленного на вершине аппарата диска оснащенного полуконусами с вершинами, направленными к его оси вращения.
В соответствии с законами аэродинамики, при поперечном обтекании полуконусов над ними устанавливается пониженное атмосферное давление. Пограничный слой «сливается» в пространство между полуконусами, сворачивается в вихри и ускоряется центробежной силой. Поток воздуха, выходящий из пространства между полуконусами, попадает на выпуклую неподвижную поверхность летательного аппарата. При обтекании этой поверхности, на ней создается дополнительное разрежение.
Исследования проводились на экспериментальной базе МАИ с использованием упрощенной маломасштабной модели дискообразного летательного аппарата с пластинами, моделирующими полуконусы.
Кроме того, были проведены численные параметрические исследования выбора геометрических размеров возможной конструкции с визуализацией физической картины течения на модели дискообразного летательного аппарата.
Численные исследования проводились с использованием программного комплекса системы движения жидкости и газа FlowVision (Версия 2.3.3. Руководство пользователя. ООО «Тесис», 1999-2007, Москва, Россия), предназначенного для моделирования трехмерных течений жидкости и газа в технических и природных объектах, а также визуализации этих течений методом компьютерной графики. FlowVision основан на конечно-объемном методе решений уравнений гидродинамики и использует прямоугольную адаптивную сетку с локальным измельчением. Моделируемые течения включают в себя стационарные и нестационарные, сжимаемые, слабо сжимаемые и несжимаемые потоки жидкости и газа. Метод позволяет моделировать сложные движения жидкости, включая течения с сильной закруткой. Результаты расчетов подтвердили возможность получения требуемой подъемной силы летательных аппаратов такой конструкции.
На основании полученных теоретических и экспериментальных результатов прогнозируемая подъемная сила первой ступени многоразовой космической системы состоящей из трех дискообразных аппаратов диаметром 10 м. должна быть не менее 150 т. Увеличение подъемной силы ступени, согласно результатам экспериментов, может быть достигнуто увеличением диаметра дисков, их числа, оптимального выбора формы корпуса аппарата и других конструктивных решений.