УСТРОЙСТВО ДЛЯ МАССОВОЙ ДОСТАВКИ ТУРИСТОВ В СТРАТОСФЕРУ И ПОСЛЕДУЮЩЕГО ВОЗВРАЩЕНИЯ НА ЗЕМЛЮ
DEVICE FOR MASS DELIVERY OF TOURISTS TO STRATOSPHERE AND SUBSEQUENT RETURN TO GROUND

Область техники
Изобретение относится к области ракетно-космической и авиационной техники и может найти применение при создании ракетно-космических и авиационных комплексов, обслуживающих индустрию космического туризма.
Уровень техники
Из уровня техники известно устройство, произведенное в России, обеспечивающее вывод на орбиту вокруг Земли, спуск с орбиты и возвращение на Землю космонавтов в кабине космического аппарата (КА) малого диаметра «Союз-МС», имеющего колоколообразную форму, обладающую малым коэффициентом аэродинамического качества. Малый диаметр КА обусловлен малым диаметром используемой для запуска КА в космос трехступенчатой ракеты-носителя «Союз-ФГ». КА «Союз-МС» обеспечивает полет в космос кроме двух членов экипажа одного туриста (www.ecoruspace.me/Союз-ФГ.html). КА спускается с орбиты в район приземления без управления по дальности и по боку. В силу малого коэффициента аэродинамического качества КА космонавты при спуске с орбиты испытывают большие перегрузки. Приземляется КА на парашютах. Недостатками устройства являются невозможность массовой доставки туристов на орбиту вокруг Земли, большие перегрузки, испытываемые экипажем и туристом при спуске КА с орбиты, и невозможность управления траекторией по дальности и боковой координате.
В качестве аналога можно привести российскую многоразовую космическую систему «Энергия-Буран», состоящую из ракеты-носителя «Энергия» и орбитального корабля (ОК) «Буран», обеспечивавшую полет в космос 4-х членов экипажа и 6-и пассажиров (http://www/buran.ru/htm/mtkkmain.htm). Признаком аналога, совпадающим с существенным признаком изобретения, является устройство доставки на орбиту вокруг Земли и возвращения на Землю пассажиров (туристов), состоящее из ракеты-носителя и ОК, управляемого на всех этапах спуска с орбиты, вплоть до посадки на аэродром базирования, «по-самолетному». При спуске с орбиты экипаж и пассажиры (туристы) испытывают меньшие перегрузки. Имеется возможность управления траекторией по дальности и по боковой координате. Для защиты от внешних тепловых потоков на переднюю и нижнюю части фюзеляжа и крыльев ОК «Буран» нанесено теплозащитное покрытие. Недостатком данного устройства является невозможность массовой доставки туристов на орбиту вокруг Земли, в связи с ограниченностью диаметра ОК, обусловленного ограниченностью диаметра ракеты-носителя. В связи с этим стоимость туристической «путевки» в космос исчисляется не одним десятком миллионов долларов.
В качестве прототипа можно привести межорбитальный космический аппарат (патент РФ №2061630), содержащий связанные между собой с возможностью отделения дозвуковой самолет-разгонщик, снабженный турбореактивной двигательной установкой, выполненную по самолетной схеме промежуточную разгонную ступень, снабженную прямоточным воздушно-реактивным и ракетным двигателями, и орбитальный самолет, снабженный ракетным двигателем, причем промежуточная разгонная ступень и орбитальный самолет размещены на фюзеляже дозвукового самолета-разгонщика. Каждый из элементов межорбитального космического аппарата для выполнения своих функций должен быть оснащен выпускаемыми шасси для взлета и посадки, аэродинамическими рулями управления, системой управления, кабиной экипажа с фонарем кабины, снабжен необходимым запасом рабочего тела, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения экипажа. Все элементы межорбитального космического аппарата должны обеспечивать многоразовое применение. Технический результат от использования межорбитального космического аппарата заключается в эффективном использовании атмосферного кислорода двигательными установками устройства, что позволяет уменьшить массу заправляемого в бортовые емкости жидкого окислителя и, соответственно, увеличить массу полезной нагрузки. Недостатком данного межорбитального космического аппарата является невозможность массовой доставки туристов на орбиту вокруг Земли в связи с ограниченностью диаметра фюзеляжа орбитального самолета.
Таким образом, существующие технические средства не могут обеспечить массовую доставку в космос туристов, стремящихся там побывать за существенно более низкую стоимость «путевки». Причиной, препятствующей решению этой технической проблемы, является историческая ограниченность существующей концепции проникновения человека в космос, изначально основанной на космических ракетах-носителях малого диаметра и в дальнешем также на самолетах малого диаметра фюзеляжа.
Раскрытие сущности изобретения
Предлагается устройство для массовой доставки туристов в стратосферу, на суборбиту и на орбиту вокруг Земли и последующего возвращения на Землю, которое перед стартом представляет собой единое целое, включает три самостоятельных элемента, совместная и последовательная работа которых обеспечивает выполнение поставленной задачи:
а. Первым элементом устройства, работающим в последнюю, третью очередь, является ОК, рассчитанный на выведение на орбиту и спуск с орбиты заданного числа туристов и членов экипажа. Предусматривается кабина с экипажем и с фонарем кабины для управления на этапе полета по орбите и возвращения с орбиты. ОК по своей сути является второй ступенью двухступенчатой ракеты-носителя. Корпус ОК выполнен в форме сплюснутого в поперечном направлении и заостренного в передней части диска с развитым плоским и скошенным к кормовой части днищем. Эффективность управления при спуске с орбиты 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 прохождении плотных слоев атмосферы с гиперзвуковой скоростью и возможность управления траекторией по дальности и по боковой координате. ОК 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 туристов, а также выпускаемыми шасси. Маршевые и рулевые двигатели используются для выведения ОК на орбиту, маневрирования на орбите, выдачи тормозного импульса скорости для спуска ОК с орбиты. В процессе выведения на орбиту маршевые ракетные двигатели ОК, 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 при возвратном движении в атмосфере на всех участках полета 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 рули направления. Управление по дальности и по боковой координате осуществляется путем отклонения корпуса ОК на углы атаки и крена при движении в плотных слоях атмосферы. Для защиты корпуса ОК от внешних тепловых потоков при возвратном движении в атмосфере с гиперзвуковой скоростью на переднюю часть корпуса, на днище, на аэродинамические кили и рули нанесено теплозащитное покрытие. После снижения до заданной высоты полета экипаж обеспечивает выпуск шасси и посадку ОК «по-самолетному» на аэродром базирования. На всех скоростях полета ОК управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми ракетными двигателями. ОК рассчитан на многоразовое применение, все его двигатели рассчитаны на многократное включение. Для создания туристам и экипажу, комфортных условий пребывания на орбите в форме частичной гравитации орбитальному кораблю может быть придана необходимая угловая скорость вращения относительно вертикальной оси. ОК обладает свойствами ракеты и самолета, поэтому вправе иметь гибридное название расам.
b. Вторым элементом устройства, работающим во вторую очередь, является суборбитальный корабль (СК), представляющий собой первую ступень ракеты-носителя. Он предназначен для реализации первого этапа выведения ОК на орбиту вокруг Земли с заданной начальной высоты отделения от воздушного корабля (ВК), а также для выведения на суборбитальную высоту заданного числа туристов. Он, как и ОК, оснащен маршевыми и рулевыми ракетными двигателями с необходимым запасом топлива для выполнения задач выведения и возвращения на аэродром базирования, а также системой управления, необходимым оборудованием, снаряжением, средствами жизнеобеспечения и шасси. Для этого его корпус повторяет форму корпуса ОК, но имеет большие, чем у ОК, размеры. Предусматривается кабина с экипажем и с фонарем кабины для управления на этапе возвращения с суборбитальной траектории. Перед стартом снаряженный ОК устанавливают в корпус СК с помощью разъемного соединения системы разделения. Для уменьшения аэродинамического сопротивления на этапе выведения корпус ОК устанавливают в корпус СК таким образом, что его корпус не выходит за внешний контур СК, для чего на верхней поверхности СК имеется овальный вырез, охватывающий по периметру обводы ОК. Для обеспечения прочности корпуса СК вырез изнутри подкреплен силовым элементом по форме днища ОК. С целью закрытия выреза после отделения ОК 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 ОК мембрана вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу. После срабатывания пирозамков на отделение ОК в пространство между мембраной и силовым элементом подается избыточное давление, которое создает усилие на выдавливание мембраны и отделение ОК от СК. В результате мембрана выдавливается, закрывает вырез и образует внешний контур СК. Для обеспечения необходимой жесткости конструкции мембрана на своей внутренней поверхности имеет меридиональные и сегментальные наборы элементов, временно соединяемых между собой и с корпусом СК после формирования внешнего контура с целью создания силового каркаса. Передняя часть, днище, аэродинамические кили и рули СК имеют теплозащитное покрытие. В процессе выведения 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. После выключения маршевых двигателей СК снаряженный ОК отделяется от СК. Далее СК в ориентированном положении поднимается по инерции на суборбитальную высоту, после чего возвращается на аэродром базирования. На всех скоростях полета СК управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми ракетными двигателями. СК рассчитан на многоразовое применение, все его двигатели рассчитаны на многократное включение.
с. Третьим элементом устройства, работающим в первую очередь, является ВК с заданными массогабаритными и динамическими характеристиками, выполняющий функции грузового самолета большой грузоподъемности. Он обеспечивает доставку на стратосферную высоту снаряженного СК, а также заданного числа туристов. ВК оснащен маршевыми и рулевыми двигателями с необходимым запасом топлива, а также системой управления, необходимым оборудованием, снаряжением, средствами жизнеобеспечения и шасси. ВК повторяет форму диска корпуса СК, но имеет большие, чем у СК, размеры. Корпус ВК выполнен в форме сплюснутого в поперечном направлении и заостренного в передней части диска с развитым плоским и скошенным в к кормовой части днищем. Для управления углами атаки и крена на всех участках полета 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 рули направления. Перед стартом снаряженный СК устанавливают в корпус ВК с помощью разъемного соединения системы разделения. Для уменьшения аэродинамического сопротивления 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. 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» на аэродром базирования. Управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями. ВК рассчитан на многоразовое применение, все его двигатели рассчитаны на многократное включение.
Задачей этого изобретения является использование летательного аппарата дискообразной формы большого диаметра, обладающего известным рядом достоинств по сравнению с ракетой и самолетом, для массовой доставки туристов в стратосферу, на суборбиту и на орбиту вокруг Земли и последующего возвращения на Землю.
Поставленная задача решается тем, что устройство для массовой доставки туристов в стратосферу и последующего возвращения на Землю, состоящее из ВК, выполняющего функцию грузового самолета и управляемого «по-самолетному» от взлета до посадки на аэродром базирования, оснащено выпускаемыми шасси для взлета и посадки, аэродинамическими рулями управления, маршевыми турбореактивными двигателями, системой управления, кабиной экипажа с фонарем кабины, снабжено необходимым запасом рабочего тела, 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 для размещения заданного числа туристов, при этом на всех скоростях полета управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями.
С целью массовой доставки туристов на суборбиту и последующего возвращения на Землю ВК имеет сверху овальный вырез в корпусе, в который устанавливают СК, форма которого повторяет форму ВК, но меньших размеров, устанавливают его 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 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, все элементы СК выполнены с учетом их многоразового применения, маршевые и рулевые двигатели выполнены с учетом их многократного включения, корпус СК снабжен также аэродинамическими рулями - кормовым щитком и элевонами, устанавливаемыми на кормовой части днища, и рулями направления, устанавливаемыми на задних частях аэродинамических килей, на переднюю часть СК, 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, СК снабжен также необходимым запасом рабочего тела, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения для размещения заданного числа туристов и членов экипажа в кабине с фонарем кабины, при этом на всех скоростях полета управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями.
С целью массовой доставки туристов на орбиту вокруг Земли и последующего возвращения на Землю СК имеет сверху овальный вырез в корпусе, в который устанавливают ОК, форма которого повторяет форму СК, но меньших размеров, ОК устанавливают в корпусе СК с помощью разъемного соединения системы разделения так, что его контур не выходит за внешний контур СК, вырез изнутри подкреплен силовым элементом по форме днища ОК, а 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 ОК мембрана вдавлена в корпус и прижата к силовому элементу, а после срабатывания пирозамков на отделение ОК в пространство между мембраной и силовым элементом подается избыточное давление, которое создает усилие на выдавливание мембраны и отделение ОК от корпуса СК, 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 после формирования внешнего контура, при этом ОК снабжен системой управления и устанавливаемыми в кормовой части ОК маршевыми и рулевыми ракетными двигателями, а также выпускаемыми шасси, все элементы ОК выполнены с учетом их многоразового применения, маршевые и рулевые двигатели выполнены с учетом их многократного включения, корпус ОК снабжен также аэродинамическими рулями - кормовым щитком и элевонами, устанавливаемыми на кормовой части днища, и рулями направления, устанавливаемыми на задних частях аэродинамических килей, на переднюю часть ОК, днище, аэродинамические кили и рули нанесено теплозащитное покрытие, ОК оснащен маршевыми ракетными двигателями с высоким удельным импульсом, работающими на экологически чистых компонентах, которые поочередно выключают или дросселируют по траектории выведения, ОК снабжен также необходимым запасом рабочего тела, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения для размещения заданного числа туристов и членов экипажа в кабине с фонарем кабины, при этом на всех скоростях полета управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями, ОК выполнен с возможностью придания ему необходимой угловой скорости вращения относительно вертикальной оси.
В качестве аэродрома базирования используется акватория у морского причала.
Сущность изобретения поясняется чертежами элементов устройства.
На фиг. 1 приведены проекции ОК на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости, на которых видны основные элементы конструкции ОК.
На фиг. 2 приведены те же проекции снаряженного СК с установленным на нем снаряженным ОК.
На фиг. 3 также приведены те же проекции снаряженного ВК с установленным на нем снаряженным СК.
На этих фигурах:
1 - корпус ОК;
2 - плоское и скошенное к хвостовой части днище;
3 - рулевые ракетные двигатели;
4 - маршевые ракетные 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. ОК предназначен для выведения на круговую околоземную орбиту высотой 220 км и последующего возвращения на аэродром базирования 100-а туристов и 10-и членов экипажа. По форме корпус ОК 1 (фиг. 1) представляет собой сплюснутый в поперечном направлении и заостренный в передней части диск с развитым плоским и скошенным к хвостовой части днищем 2 диаметром 25 м и высотой 5 м. Стартовая масса ОК равна 165 т и распределена следующим образом:
- масса конструкции
- 25 т;
- масса топлива для выведения на орбиту
- 114 т;
- масса топлива после выведения на орбиту
- 5 т;
- масса оборудования и снаряжения
- 10 т;
- масса туристов (100 ч.) и экипажа (10 ч.)
- 11 т.
В кормовой части ОК размещены рулевые ракетные двигатели 3 для управления угловым положением корпуса относительно всех трех осей и маршевые ракетные двигатели 4 с суммарной тягой 240 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 работе ОК не более 4 единиц, и при этом обеспечивается необходимый уровень надежности выведения. 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 рули направления 8. На переднюю часть ОК, 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 туристов и экипажа со средствами жизнеобеспечения (на фиг. 1 не показано), кабина экипажа с фонарем кабины экипажа 9 для управления ОК при выполнении последующих после выведения на орбиту операций и при возвращении на аэродром базирования. Имеются выпускаемые шасси (на фиг. 1 не показано) для посадки «по-самолетному» на аэродром базирования. На всех скоростях полета ОК управление аэродинамическими рулями 5, 6, 8 дополняется управлением маршевыми ракетными двигателями 4 и рулевыми ракетными двигателями 3.
2. СК предназначен для выведения ОК в заданную точку траектории с заданной скоростью, подъема в ориентированном положении по инерции на своем борту 100-а туристов и 10-и членов экипажа на суборбитальную высоту 190 км, а. также последующего возвращения на аэродром базирования. СК (фиг. 2) имеет форму диска, которая повторяет форму диска ОК, имеет диаметр 35 м и высоту 7 м. Стартовая масса СК равна 945 т и распределена следующим образом:
- масса конструкции
- 115 т;
- масса топлива для выведения ОК
- 640 т;
- масса топлива после отделения ОК
- 6 т;
- масса оборудования и снаряжения
- 8 т;
- масса туристов (100 ч.) и экипажа (10 ч.)
- 11 т
- масса полезного груза
- 165 т;
Внешние обводы СК аналогичны обводам ОК. Отличие в кормовой части состоит в том, что здесь размещается больше, чем на ОК, маршевых ракетных двигателей 4 с суммарной тягой 1200 тс, выводящих снаряженный ОК в заданную точку траектории выведения с заданной скоростью. Количество маршевых ракетных двигателей 4 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 маршевых двигателей или их дросселированием обеспечивается перегрузка при работе СК не более 4 единиц, и при этом обеспечивается необходимый уровень надежности выведения. Имеется система управления, оборудование и снаряжение для туристов и экипажа со средствами жизнеобеспечения, а также кабина экипажа с фонарем кабины экипажа 9 для управления СК при выполнении последующих после отделения снаряженного ОК операций при возвращении на аэродром базирования. На переднюю часть СК, днище 2, аэродинамические кили 7 и рули 5, 6, 8 нанесено теплозащитное покрытие (на фиг. 2 не показано). Для уменьшения аэродинамического сопротивления на этапе выведения ОК устанавливается в корпусе СК таким образом, что его корпус не выходит за внешний контур СК, для чего на верхней поверхности СК имеется овальный вырез 10. Вырез по периметру охватывает обводы ОК. Для обеспечения прочности корпуса СК вырез изнутри подкреплен силовым элементом (на фиг. 2 не показано) по форме днища ОК. По периметру выреза закреплена упругая герметичная мембрана (на фиг. 2 не показано), которая после отделения ОК образует внешний контур СК. 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 СК после формирования внешнего контура с целью создания силового каркаса. Имеются выпускаемые шасси (на фиг. 2 не показано) для посадки «по-самолетному» на аэродром базирования. На всех скоростях полета СК управление аэродинамическими рулями 5, 6, 8, дополняется управлением маршевыми ракетными двигателями 4 и рулевыми ракетными двигателями 3.
3. ВК выполняет функцию грузового самолета большой грузоподъемности, доставляет на стратосферную высоту 30 км снаряженный СК и 100 туристов на своем борту. Его форма (фиг. 3) 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
- 105 т;
- масса оборудования и снаряжения
- 29 т;
- масса туристов (100 ч.) и экипажа (10 ч.)
- 11 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. В кормовой части сверху за овальным вырезом расположены воздухозаборники 11. 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. 3 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. 3 не показано) по форме днища СК. По периметру выреза закреплена упругая герметичная мембрана (на фиг. 3 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. 3 не показано), временно соединяемых между собой и с корпусом ВК после формирования внешнего контура с целью создания силового каркаса. На всех скоростях полета управление аэродинамическими рулями 5, 6, 8 дополняется управлением маршевыми и рулевыми двигателями.
Устройство для массовой доставки туристов в стратосферу, на суборбиту и на орбиту вокруг Земли и последующего возвращения на Землю работает следующим образом. После стыковки, испытаний, снаряжения, зарядки и заправки всех элементов устройства и размещения туристов и экипажей оно с помощью ВК осуществляет взлет и подъем на высоту 30 км в заданную точку пространства с заданной скоростью. На этой высоте производится расстыковка и отделение от ВК снаряженного СК, после чего ВК с закрытым мембраной вырезом в корпусе возвращается на аэродром базирования.
После отделения СК от ВК включают его маршевые и рулевые двигатели, и он из горизонтального положения переводится в близкое к вертикальному положение на траекторию выведения, которое в дальнейшем изменяется в соответствии с программой выведения. При достижении заданной 4-х кратной перегрузки маршевые ракетные двигатели СК поочередно выключают или дросселируют. При достижении заданной точки траектории с заданной скоростью работающие маршевые ракетные двигатели СК выключают, производится расстыковка и отделение снаряженного ОК. Далее СК с закрытым мембраной вырезом в корпусе в ориентированном положении поднимается по инерции на суборбитальную высоту 190 км. После возвратного прохождения плотных слоев атмосферы СК возвращается на аэродром базирования.
После отделения ОК включают его маршевые и рулевые двигатели, и он продолжает движение по траектории выведения на орбиту вокруг Земли. В процессе выведения маршевые ракетные двигатели ОК также поочередно выключают или дросселируют с целью удержания перегрузки в пределах до 4-х единиц. После выведения ОК на заданную орбиту его работающие маршевые ракетные двигатели выключают.
Для создания туристам и экипажу комфортных условий пребывания на орбите в форме частичной гравитации орбитальному кораблю может быть придана необходимая угловая скорость вращения относительно вертикальной оси.
После пребывания ОК на орбите в течение заданного времени, например, одних суток, осуществляется спуск ОК с орбиты, для чего в заданный момент времени ОК ориентируется в пространстве таким образом, чтобы направление вектора тяги его маршевых ракетных двигателей было противоположно направлению вектора скорости движения. В этом положении включают один из маршевых ракетных двигателей, после отработки которым заданного тормозного импульса скорости ОК проходит последовательно все участки спуска с орбиты: внеатмосферный участок, участок движения в плотных слоях атмосферы, участок выхода на аэродром базирования и посадки на аэродром базирования с выпущенными шасси. При движении в плотных слоях атмосферы ОК управляется по углам атаки и крена для выхода на аэродром базирования по дальности и по боковой координате.
В результате применения настоящего изобретения техническое решение, обеспечивающее массовую доставку туристов в космос и, как следствие, уменьшение стоимости туристической «путевки» в космос, реализуется за счет:
- отказа от использования дорогостоящего наземного стартового комплекса;
- отказа от использования однократно применяемых ступеней ракеты-носителя;
- отказа от использования головного обтекателя;
- отказа от использования зон отчуждения для падения ступеней ракеты-носителя и головного обтекателя;
- использования всех трех элементов устройства в виде конструкций специальной дискообразной формы и специальной схемы размещения полезных нагрузок и их отделения, приспособленных для многоразового применения;
- использования ОК для массовой доставки туристов на орбиту вокруг Земли, СК для массовой доставки туристов на суборбитальную высоту и ВК для массовой доставки туристов на стратосферную высоту.