Многоразовый ракетно-авиационный модуль и способ его возвращения на космодром

Многоразовый ракетно-авиационный модуль и способ его возвращения на космодром

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Область техники

Изобретения относятся к области ракетно-комической техники, а точнее к сегменту космических ракетоносителей многократного применения, и направлены на совершенствование аэродинамических компоновок и способов возвращения на космодром многоразовых ракетно-авиационных модулей (МРАМ), образующих первую ступень ракетоносителя.

Уровень техники

Одним из направлений развития частично многоразовой транспортной космической системы (МТКС) Space Shuttle была проработка вариантов создания многоразовых первых ступеней ракетоносителя в дополнение к имеющемуся крылатому космическому кораблю, который завершает полет посадкой на аэродром. Часть результатов этой проработки отражена в патенте US 4834324, опубликованном 30 мая 1989 года. Возвращаемый ракетный ускоритель (ВРУ) состоит из корпуса, включающего баки для окислителя и горючего, носовой отсек с удлиненным конусообразным обтекателем, ракетную установку из нескольких жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) в хвостовой части (трех основных кислородно-водородных и от двух до четырех вспомогательных двигателей на углеводородном топливе), и средств обеспечения самолетной посадки. В состав этих средств входят: установленное на нижней поверхности корпуса прямое цельноповоротное крыло с механизмами для его поворота на 90° и фиксации в крайних положениях, вертикальное и горизонтальное оперение, каждое из которых состоит из двух выдвижных поверхностей, расположенных соответственно на консолях крыла и в носовом отсеке, а также колесного шасси. Посадочное устройство состоит из двух основных убираемых в ниши корпуса колесных опор и передней убираемой в носовой отсек колесной опоры. В стартовой конфигурации, когда крыло расположено вдоль корпуса и все самолетные элементы убраны, этот многоразовый ускоритель по критерию компактности практически не отличается от обычных одноразовых ускорителей, что обеспечивает возможность формирования многоблочных компоновок ракет-носителей.

В патенте US 4834324 применительно к вышеописанному ВРУ основным вариантом его использования заявлена возможность применения в качестве одноступенчатого ракетоносителя, способного произвести вертикальный старт, выход на орбиту, спуск в атмосфере и самолетную посадку (Single-Stage-to-Orbit - SSTO), а вторым - в качестве многоразового модуля первой ступени. В формуле изобретения непосредственно способы возвращения этого летательного аппарата к месту старта не изложены, но по опубликованным сведениям (в том числе и в упомянутых далее патентах) для заданной конфигурации возможны несколько вариантов завершения полета. В варианте SSTO сход с орбиты и значительная часть траектории спуска выполняются со сложенными аэродинамическими поверхностями, а их выдвижение в рабочее положение производится после завершения участка интенсивного аэродинамического нагрева. Затем осуществляется планирование и заход на посадку этого аппарата аналогично тому, как это реализовано на кораблях «Space Shuttle». В варианте использования в качестве первой ступени ракетоносителя выдвижение крыла и органов аэродинамического управления в рабочее положение может производиться на высотах, близких к динамическому потолку траектории полета этого объекта, где скоростной напор снижается до минимальной величины. При выполнении операции разделения со второй ступенью ракетоносителя на скорости до М≈3.3 возвращение на космодром может быть осуществлено в режиме планирования без повторного включения ракетной установки. Если же разделение ступеней осуществляется на большей скорости (в диапазоне чисел Маха от М=3.3 до примерно М=8), то выполняется маневр ВРУ с набором высоты и разворотом его вектора скорости в сторону космодрома. При этом включение вспомогательных ракетных двигателей ВРУ (углеводородных или кислородно-углеводородных) на заданном интервале времени обеспечивает повышение уровня механической энергии до величины, достаточной для достижения аэродрома космодрома в режиме планирования.

Однако предложенным в патенте US 4834324 вариантам компоновки ВРУ свойственен и ряд недостатков, на которые указывали авторы последующих изобретений, а самым уязвимым техническим решением этого патента является аэродинамическая компоновка вертикального и горизонтального оперения. В конфигурации возвратного полета плечо вертикального оперения для создания момента в путевом канале незначительно и к тому же на больших углах атаки его эффективность будет понижаться за счет аэродинамического затенения. Применение переднего горизонтального оперения на гиперзвуковых скоростях полета и больших углах атаки пока остается проблематичным. Поэтому при такой конфигурации органов аэродинамического управления вызывает сомнение возможность успешного решения задачи обеспечения требуемой балансировки и управления полетом летательного аппарата в заданном для него диапазоне скоростей.

Если в компоновке ВРУ не используются вспомогательные ракетные двигатели, то тогда операция разделения должна осуществляться до М=3.3 и, следовательно, значительная часть ракетного топлива для участка выведения должна размещаться во второй ступени, что ведет к ее «переразмереванию», а, в конечном счете, к понижению эффективности ракетоносителя в целом. Установка же на ВРУ вспомогательных углеводородных двигателей и размещение необходимого для них топлива влечет за собой увеличение веса первой ступени и также снижает долю полезной нагрузки в стартовой конфигурации ракетной системы.

Относительно варианта использования описанного ракетного модуля в качестве SSTO необходимо отметить следующее. Во-первых, поворот прямого крыла на больших скоростных напорах в несимметричной аэродинамической конфигурации (а именно такая операция неизбежна для этого модуля при спуске в атмосфере) пока никому успешно осуществить не удалось. Во-вторых, в США в конце 90-х годов XX века была предпринята попытка разработки реального SSTO (проект «Venture Star»), но в результате было определено, что создание эффективного летательного аппарата по этой концепции на существующем тогда технологическом уровне невозможно.

В развитии проекта «Энергия-Буран» также определялись возможности спасения отработавших первых ступеней ракетоносителя способом самолетной посадки на аэродромы 1 класса. В патенте RU 2053936 от 10.02.1996 сформирован облик многоразового возвращаемого крылатого ракетного блока, который предложено конструктивно исполнить в виде двух объединенных силовыми связями моноблоков: ракетного блока и раскладного планера. Крылья планера имеют оси поворота, размещенные в поперечной плоскости по отношению к его продольной оси вблизи центра масс пустого летательного аппарата. В патенте предложено, чтобы на участках траектории выведения и входа в плотные слои атмосферы консоли крыла были сложены передними кромками в ниши вдоль корпуса с образованием стреловидного крыла малого удлинения, а в раскрытом положении, после прохода диапазона сверхзвуковых скоростей, эти консоли в развернутом положении образовали бы крыло большого удлинения. В таком варианте компоновки крылатого ракетного блока проблематичным является переход от конфигурации крыла малого удлинения на крыло большого удлинения, так как в конструкции блока не предусмотрены средства обеспечения приемлемой центровки на переходном участке полета. Попутно следует отметить, что у самолетов эта проблема обычно решается за счет перекачки топлива между разнесенными вдоль их продольной оси группами баков. Сравнительно малое плечо хвостового оперения в компоновке ускорителя по патенту RU 2053936 определяет сложности получения достаточно эффективной его конструкции - необходимость увеличить площадь влечет за собой, как правило, увеличение веса, то есть конструкция оказывается перетяжеленной.

Известен также многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя (см. патент RU 2148536 от 10.05.2000), состоящий из корпуса, образованного баками горючего и окислителя, носовым, межбаковым и хвостовым отсеком с ракетной установкой, и средств обеспечения моторного возвратного полета и посадки на аэродром космодрома. Прототипом для этого изобретения был патент US 4834324, но в отличие от прототипа в нем дополнение ракетного корпуса самолетными элементами произведено с лучшим соблюдением сложившихся в авиации канонов. Расположение в носовом отсеке воздушно-реактивных двигателей (ВРД) способствует сдвигу центра тяжести ближе к середине корпуса (по сравнению с компоновкой патента US 4834324, где вспомогательные ракетные двигатели расположены в том же отсеке, что и маршевые ЖРД) и позволяет обеспечить балансировку без дополнительного продольного смещения развернутого в рабочее положение крыла. Стационарная установка на многоразовом ускорителе хвостового оперения классического типа потенциально должна обеспечивать приемлемые характеристики по балансировке и управляемости объекта во всем рабочем диапазоне высот и скоростей полета. Но тогда ускоритель может крепиться ко второй ступени только со стороны нижней части своего корпуса, а это навязывает выбор компоновки крыла по схеме «высокоплан», которая, как правило, при сопоставимых условиях уступает по величине минимальной посадочной скорости схеме «низкоплан». Предложенный в патенте RU 2148536 вариант стационарного размещения ВРД в носовом отсеке сопряжен, по крайней мере, еще с двумя недостатками:

- повышенным лобовым сопротивлением корпуса на сверхзвуковых режимах полета из-за того, что носовая часть имеет форму, близкую к полусферической;

- пониженной величиной эффективной тяги ВРД (из-за существенного искривления входных и выходных газовых каналов двигателей).

Эти обстоятельства приводят к повышению потребных объемов как ракетного топлива на участке выведения, так и авиационного топлива для участка возвратного полета, что, в конечном счете, ведет к понижению доли веса выводимого в космос полезного груза.

В 2000 году в США была объявлена программа Space Launch Initiative (SLI, см., например, http://www.slinews.com, http://www.starbooster.com), одной из основных целей которой ставилось создание многоразовых ракетных ускорителей. Возможные варианты решения этой задачи отражены в патентах US 6450452 от 17.09.2002, US 6612522 от 02.09.2003 и US 6616092 от 09.09.2003. У большинства предложенных в этих патентах компоновочных решений характерной чертой является применение трапециевидных крыльев со стреловидностью по передней кромке порядка 45° (правда, в описании патента US 6612522 на самом деле приведены два варианта компоновок: один с трапециевидным крылом, а второй с прямым крылом умеренного удлинения). Поскольку параметры крыла этих ВРУ выбираются в значительной мере из условий обеспечения приемлемых посадочных характеристик (как правило, на посадочных скоростях порядка 250÷300 км/час), то такие крылья в компоновке ракетоносителя на этапе выведения на сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета ухудшают его аэродинамические характеристики. Повышенное аэродинамическое сопротивление ракетоносителя с крылатыми ВРУ таких компоновок на указанных режимах (по сравнению с бескрылыми одноразовыми ускорителями и вариантами компоновок из патентов US 4834324 и RU 2148536) приводит к увеличению доли ракетного топлива за счет уменьшения доли веса полезной нагрузки. То есть эффективность ракетоносителей с ВРУ рассматриваемых в этом абзаце компоновок, по-видимому, окажется ниже эффективности ракетоносителей, на которых для участка выведения будут предприняты меры по уменьшению негативного влияния крыла, например, за счет частичной его уборки путем поворота вдоль корпуса.

На улучшение аэродинамических характеристик многоразового ускорителя ракеты-носителя, как на этапе выведения, так и на этапе возвратного полета к аэродрому космодрома, ориентированы технические решения в патенте RU 2321526 от 10.04.2008. Отличительными особенностями компоновки по этому патенту являются складные консоли крыла, которые в стартовой конфигурации повернуты и прижаты к нижней поверхности центроплана. Очевидно, что такое решение позволяет на этапе выведения заметно уменьшить омываемую поверхность летательного аппарата и за счет этого понизить его аэродинамическое сопротивление. На повышение аэродинамического качества ориентированы также решения патента по применению заостренных передних кромок крыла и носового обтекателя (радиус затупления для них определен величиной 3÷5 мм). Оси вращения консолей сориентированы под определенными углами по отношению к продольной оси ускорителя, что при несимметричном их отклонении формирует одновременное управляющее воздействие по всем трем каналам. Этот отличительный признак проблематично однозначно отнести либо к достоинствам, либо к недостаткам предложенной конструкции. Применение же заостренных передних кромок позволяет снизить лобовое сопротивление на сверхзвуковых режимах полета, однако существенным ограничителем практического использования таких кромок, как известно, остается их термостойкость на длительных гиперзвуковых режимах полета. Кроме проблемы получения приемлемых характеристик по термостойкости элементов конструкции ускорителя для предложенного варианта компоновки сложно также на сравнительно небольшом размахе при малом удлинении крыла достичь требуемых величин несущих свойств на посадочном режиме, чтобы уложиться в рациональные допуски по посадочной скорости.

Общим же недостатком компоновок во всех вышерассмотренных патентах является обширная донная область за отсеком маршевой ракетной установки, «вклад» в лобовое сопротивление которой на дозвуковых режимах возвратного полета ускорителя может достигать 40% от аэродинамического сопротивления всего летательного аппарата. Определяемое этим фактором понижение аэродинамического качества сужает область достижимости аэродрома посадки, а также повышает уровень сложности выполнения самого посадочного режима. Кроме компоновки ускорителя по патенту US 4834324 из всех остальных вариантов компоновок ускорителей проблематично сформировать многоблочную пакетную конфигурацию ракетоносителя с числом блоков более трех, так как существенно выступающие за обводы корпуса ускорителя элементы несущих поверхностей (консоли крыла и/или оперение) препятствуют этому.

Учитывая все вышеизложенные обстоятельства, по совокупности наиболее близких отличительных признаков в качестве прототипа для объединенных в настоящей заявке на изобретение технических решений выбраны компоновочные решения патента US 4834324.

В заключение же настоящего раздела следует отметить, что результаты анализа современных патентов показали сохраняющуюся актуальность задачи повышения относительной доли веса выводимой в космос полезной нагрузки с помощью многоразовых ракетных систем. По сравнению с сопоставимыми одноразовыми системами у прототипа и аналогов эта доля понижена как раз из-за добавления в их конструкцию элементов, обеспечивающих многократность применения. Эти элементы в большинстве вариантов ранее предложенных технических решений вместе с неизбежным добавлением веса также ухудшают еще и аэродинамические характеристики ракетоносителя в целом, что ведет к повышению потребного объема ракетного топлива в ущерб весу полезной нагрузке. Таким образом, для совершенствования ракетно-космической техники нужны решения, сводящие к минимуму вышеуказанные негативные эффекты.

Раскрытие изобретения

Предлагаемые изобретения направлены на достижение технического результата, заключающегося в улучшении аэродинамических характеристик МРАМ. Сформированная в настоящей заявке на изобретение совокупность технических решений, относящаяся к устройству, направлена на решение поставленной задачи за счет:

- Улучшения аэродинамических характеристик компоновки частично многоразового ракетоносителя пакетной схемы в целом - снижения его аэродинамического сопротивления и повышения несущих свойств;

- Улучшения аэродинамических характеристик МРАМ как в стартовой конфигурации, так и в конфигурации возвратного полета путем уменьшения аэродинамического сопротивления и повышения аэродинамического качества на его эксплуатационных режимах полета;

- Обеспечения условий формирования набора конфигураций ракет-носителей на базе унифицированных многоразовых модулей первой ступени с кратно различающейся суммарной мощностью маршевой силовой установки (то есть, первая ступень может состоять от одного до не менее чем из шести унифицированных ускорителей), что позволяет увеличить абсолютный вес выводимого на орбиту полезного груза в одном запуске.

В части способа возвращения МРАМ на космодром технический результат состоит в том, что для наиболее совершенного варианта его осуществления требуются минимальные весовые затраты в стартовой конфигурации ракетоносителя и за счет этого увеличивается доля выводимой в космос полезной нагрузки и повышается транспортная эффективность ракетной системы.

Для достижения указанного технического результата в предлагаемом многоразовом ракетно-авиационном модуле объединены ракетные и авиационные агрегаты. Корпус включает отсек маршевой ракетной установки, баки ракетного топлива, межбаковый отсек и концевой сужающийся отсек с размещенными в нем реактивными рулями и имеющий геометрическую форму, исключающую возникновение перед ним мощного отсоединенного скачка уплотнения. Крыло сделано поворотным с механизмами его перемещения и фиксации в положении вдоль оси корпуса на этапе выведения и в повернутом на 90° положении на этапе возвратного полета. Крыло имеет повышенную термостойкость наиболее интенсивно нагреваемых участков поверхности, а внутри его размещены баки авиационного топлива достаточного объема для выполнения перелета на заданное расстояние. Модуль оснащен органами аэродинамического управления движением по трем каналам, убираемым шасси трехопорного или велосипедного типа, причем опора, расположенная вблизи маршевой ракетной установки, выполнена усиленной и на корпусе имеются узлы сопряжения со второй ступенью ракеты-носителя. В отличие от прототипа и известных аналогов, на конце корпуса МРАМ около маршевой ракетной установки располагают подвижные термостойкие створки с механизмом для их перемещения. В открытом фиксированном положении на этапе выведения створки не мешают штатному функционированию маршевой ракетной установки, а в закрытом положении на этапе возвратного полета образуют головной обтекатель, закрывающий выступающие элементы маршевой ракетной установки (ракетные сопла). Аэродинамические рулевые поверхности хвостового оперения соединяют с механизмом их выдвижения, обеспечивающим перемещение этих поверхностей из убранного положения в концевом сужающемся отсеке на этапе выведения в заданное рабочее положение на этапе возвратного полета.

В компоновке МРАМ возможен вариант интеграции механизма перемещения термостойких створок обтекателя с силовой конструкцией маршевой ракетной установки. Такое решение может обеспечить улучшение компактности и снижение веса механизма.

Сужающийся отсек предпочтительно выполнить в форме переходного тела от цилиндра к клину, причем острая или незначительно затупленная термостойкая кромка клина параллельна строительной горизонтали модуля. Предложенная форма конца корпуса МРАМ при рациональном выборе углов сужения клина приемлема как в качестве носового обтекателя для диапазона сверхзвуковых скоростей, так и в качестве хвостового обтекателя для дозвуковых скоростей. Причем клинообразный отсек может иметь достаточный объем для размещения в нем убираемых на участке выведения поверхностей хвостового оперения и авиационных двигателей.

Часть поверхности сужающегося отсека корпуса выполнена в виде подвижных щитков, конструкция и механизм перемещения которых обеспечивают их функционирование в качестве балансировочных поверхностей и/или воздушного тормоза. Названные органы аэродинамического управления подтвердили свою эффективность и необходимость на первом поколении крылатых возвращаемых космических аппаратов.

Существенное улучшение аэродинамических характеристик МРАМ получается за счет того, что поворотное крыло выполняют складным, состоящим из центроплана и раскладываемых консолей, которые на этапе выведения компактно прижаты к центроплану, а на этапе возвратного полета перемещаются в рабочие положения. Поворотные консоли становятся еще одним органом аэродинамического управления, расширяющим арсенал средств решения задач механики полета во всем диапазоне скоростей полета модуля, в частности: при выборе угла атаки на режиме самобалансировки и управления по каналу крена на гиперзвуковых скоростях, обеспечении оптимальных характеристик устойчивости и управляемости на дозвуковых скоростях.

Установка в сужающемся отсеке, который на возвратном режиме полета является хвостовым, контейнера с тормозным посадочным парашютом предпочтительна по условиям ввода в действие этого парашюта. Максимальное раскрытие створок воздушного тормоза и выпуск парашюта после приземления позволяют существенно сократить дистанцию пробега.

Размещение в районе шарниров поворота консолей крыла основных реактивных рулей управления ориентацией МРАМ в канале крена позволяет повысить эффективность средств струйного управления в этом канале, так как плечо приложения управляющего момента становится существенно больше, чем у рулей, расположенных на корпусе.

Прочность узлов сопряжения МРАМ со второй ступенью обеспечивают достаточной для безопасной передачи на вторую ступень сосредоточенных нагрузки от двух радиально соединенных модулей. Реализация такого технического решения обеспечивает возможность формирования ракетоносителя пакетной схемы с повышенными несущими свойствами - два соответствующим образом параллельно соединенных модуля могут рассматриваться как крыло малого удлинения, и повышенной мощностью маршевой ракетной установки.

Вблизи центра тяжести МРАМ в корпусе или центроплане крыла располагают узлы сопряжения с одним или несколькими воздушно-реактивными двигателями с суммарной мощностью, достаточной для выполнения взлета с взлетно-посадочной полосы заданного класса. Такое техническое решение позволяет быстро преобразовывать МРАМ из планера в самолет и наоборот. При запуске ракетоносителя нужно иметь на борту спасаемых модулей минимально необходимый набор авиационных средств, требуемых для безопасного возвращения на поверхность Земли. Если имеется возможность выполнения планерной посадки, то тогда двигатели не являются обязательными. Но после посадки модуля на промежуточном аэродроме и выполнения соответствующего технического обслуживания, включающего оснащение его авиационной силовой установкой, может быть выполнен самолетный перелет модуля на аэродром космодрома.

В сужающемся отсеке может быть установлен механизм выдвижения из закрытых на этапе выведения ниш одного или нескольких воздушно-реактивных двигателей в рабочее положение на заданной скорости возвратного полета. Если траектории полета модулей первой ступени ракетоносителя будут проходить над поверхностью, например над акваторией океана, где нет возможности произвести планерную посадку, то тогда их нужно оснащать средствами, обеспечивающими достижение ближайшего подходящего аэродрома. Установка авиационных двигателей для обеспечения возвратного полета модуля на противоположном конце его корпуса от маршевых ракетных двигателей предпочтительна по многим компоновочным критериям. Но если не упрятать эти ВРД внутрь корпуса модуля в стартовой конфигурации, то они будут существенно ухудшать аэродинамику ракетоносителя на этапе выведения. Применение выдвижных ВРД обеспечивает условия формирования типичной самолетной компоновки хвостовой части с двигателями на пилонах.

Для получения названного технического результата в предлагаемом способе возвращения на космодром МРАМ, имеющего одну из заявляемых компоновок, в известную последовательность операций включены дополнительные операции. Условно возвращение начинается с момента отделение модуля от второй ступени ракетоносителя на участке выведения при скорости М≈6÷8 и выключения его маршевой ракетной установки. После подъема модуля на высоту, близкую к динамическому потолку, и уменьшении скоростного напора ниже заданной величины выполняют поворот крыла в плоскости строительной горизонтали из фиксированного стартового положения вдоль корпуса в фиксированное рабочее положение перпендикулярно корпусу. Далее, до режима входа в плотные слои атмосферы, совершают с помощью реактивных рулей разворот модуля на заданный угол тангажа и производят выдерживание заданной угловой ориентации модуля в пространстве. Затем по мере снижения модуля изменяют ориентацию по выбранному закону с использованием, в зависимости от скорости полета, реактивных и/или аэродинамических органов управления, формируя, с учетом заданных ограничений на параметры движения, траектории планирования, приводящие на выбранный достижимый аэродром посадки. В отличие от прототипа, дополнительно на участке полета после выключения маршевой ракетной установки, но до возвращения модуля в плотные слои атмосферы, производят перемещение термостойких створок из открытого положения в закрытое, образуя головной обтекатель, выдвигают рулевые поверхности хвостового оперения из сужающегося отсека в рабочее положение, а также разворачивают модуль в канале тангажа на заданный угол в диапазоне 120°÷150°. Для этого маневра более точно подходит определение как «переворот модуля в положение отсеком маршевой ракетной установки вперед». Если крыло выполнено складным, то консоли крыла раскрывают на заданный угол, обеспечивающий режим самобалансировки модуля на выбранном угле атаки, а затем по заданной программе в зависимости от параметров полета консоли поворачивают в выбранную маршрутную конфигурацию. После посадки модуля на промежуточном аэродроме там производят либо установку на нем авиационной силовой установки, заправку топливом и типичный самолетный перелет модуля на аэродром космодрома, либо уборку выдвинутых аэродинамических поверхностей и шасси в исходное состояние с последующей транспортировкой модуля в компактной конфигурации наземным (речным) транспортом на космодром.

МРАМ может быть оснащен авиационной силовой установкой для осуществления немедленного возвратного полета на аэродром космодрома после завершения участка выведения. Тогда в новую совокупность операций способа добавляется операция выдвижения этой силовой установки в рабочее положение на заданной дозвуковой скорости и ее запуск, а операции, соответствующие посадке на промежуточном аэродроме, исключаются.

Ключевым новым решением в обеспечении получения перечисленных результатов является решение по изменению на верхнем участке траектории полета многоразового модуля общей ориентации его продольной оси относительно вектора скорости на противоположное. Другими словами, если на этапе выведения отсек с маршевой ракетной установкой всегда располагается в хвостовой части ракетоносителя, то на этапе возвращения многоразового модуля этот отсек должен оказаться головным. Такое техническое решение открывает возможность взаимного согласования противоречивых требований к аэродинамическим свойствам концов корпуса многоразового модуля на этапах выведения и возвращения. Если противоположному от отсека маршевой ракетной установки концу корпуса модуля придать соответствующую форму (например, клинообразную, пикообразную или конусообразную - общая характеристика - «сужающаяся»), то это позволит устранить условия возникновения головной ударной волны на этапе выведения и исключит донную область на этапе возвращения. А ставшему на этапе возвращения передовым отсеку маршевой ракетной установки необходимо придать плавные обводы, закрыв сопла двигателя (разумеется, через определенный промежуток времени после его выключения) термоустойчивыми (жаропрочными) створками, образующими характерную форму головного обтекателя.

Отличительными признаками компоновки предложенного модуля являются:

a). Термостойкие (жаропрочные) защитные створки маршевой ракетной установки в «стартовой» конфигурации смещены и компактно прижаты к корпусу МРАМ так, что не мешают нормальному функционированию ракетных двигателей, а в «авиационной» конфигурации закрывают сопла (сопло), образуя головной обтекатель заданной формы, оптимизированный для типовых режимов полета МРАМ.

b). Прямое поворотное крыло, состоящее из центроплана с термоустойчивой верхней поверхностью и двух раскладываемых консолей, имеет следующие характерные конфигурации:

- «стартовую» - крыло зафиксировано вдоль корпуса МРАМ верхней поверхностью центроплана в сторону корпуса, консоли сложены и прижаты к центроплану, стойки шасси убраны в ниши центроплана и закрыты створками;

- «гиперзвуковую» - центроплан крыла повернут и зафиксирован перпендикулярно корпусу МРАМ передней кромкой ближе к маршевой ракетной установке, консоли раскрыты на угол, который «в среднем» соответствует режиму самобалансировки МРАМ на заданном угле атаки, сопла реактивной системы управления креном, расположенные в районе шарнирного сопряжения консолей крыла с центропланом, открыты;

- «маршрутную» - эта конфигурация получается из «гиперзвуковой» за счет увеличения угла раскладки консолей до заданной величины, выбранной для полета МРАМ на крейсерском угле атаки;

- «посадочную» - получающуюся из «маршрутной» конфигурации при выпуске посадочной механизации задней кромки крыла и стоек шасси.

c). Выдвижные рулевые аэродинамические поверхности в «стартовой» конфигурации либо полностью убраны в сужающийся отсек, либо компактно прижаты к нему.

d). Отсек на противоположном от маршевой ракетной установки конце корпуса МРАМ имеет острую (или незначительно затупленную) термостойкую переднюю кромку. Углы сужения образующих этого отсека (в пределах примерно 15°) и его форма в целом определены так, чтобы на режиме выведения исключить условия существования мощного отсоединенного скачка уплотнения перед ним, а на режиме планирования с дозвуковой скоростью за ним не было бы существенных отрывных зон.

e). Если на МРАМ используется один или несколько выдвижных ВРД, то в «стартовой» конфигурации они убраны внутрь сужающегося отсека, а в «авиационной» конфигурации выдвинуты во внешний поток. Если же МРАМ спроектирован под использование съемных двигателей, то в «стартовой» конфигурации они отсутствуют, но потом их могут установить в районе центра тяжести модуля при наземном обслуживании на промежуточном аэродроме.

Нетрудно заметить, что в варианте компоновки ракетоносителя МТКС с предлагаемым МРАМ существенные отличия от компоновки одноразового ракетоносителя пакетной схемы имеются, главным образом, только в следующих трех позициях:

- У каждого ракетного модуля первой ступени вдоль корпуса появилась надстройка в виде сложенного крыла;

- Носовые части корпусов боковых модулей первой ступени могут иметь обводы, отличные от осесимметричной формы;

- В хвостовой части около маршевой ракетной установки появились «надстройки» в виде открытых защитных створок.

В заявляемом изобретении совокупность отличительных признаков сформирована таким образом, чтобы дополненную компактно сложенным крылом конфигурацию ракетного ускорителя нового облика можно было с минимальными издержками преобразовать в обычную самолетную конфигурацию.

Отличительными признаками предложенного способа возвращения модуля на космодром являются:

f) Операция закрытия выступающих элементов маршевой ракетной силовой установки термостойкими створками, образующими в закрытом положении головной обтекатель.

g) Операция выдвижения аэродинамических поверхностей хвостового оперения в рабочее положение до входа в плотные слои атмосферы.

h) Переворот модуля так, чтобы отсек с маршевой ракетной установкой оказался на этапе возвратного полета носовым.

Предлагаемые изобретения иллюстрируются чертежами, на которых изображены:

на фиг.1 - изометрическая проекция МРАМ в «стартовой» конфигурации со стороны сужающегося отсека;

на фиг.2 та же стартовая конфигурация МРАМ показана со стороны отсека маршевой ракетной установки;

на фиг.3 показан модуль в положении входа в плотные слои атмосферы с крылом, имеющим «гиперзвуковую» конфигурацию;

на фиг.4 представлен вариант компоновки МРАМ, ориентированный на полет с умеренными сверхзвуковыми и дозвуковыми скоростями (крыло в «маршрутной» конфигурации);

на фиг.5 приведена компоновка МРАМ с выдвинутыми ВРД для выполнения немедленного возвратного полета на аэродром космодрома;

на фиг.6 компоновка с фиг.4 дополнена съемными ВРД, навешиваемыми в районе центра тяжести на корпус МРАМ для обеспечения маршрутного перелета с промежуточного аэродрома на аэродром космодрома;

на фиг.7 изображен вариант компоновки ракетоносителя пакетной схемы, приближающейся к типу «несущий корпус»;

на фиг.8-16 показаны возможные схемы формирования на базе унифицированных МРАМ ряда ракетоносителей с различной суммарной мощностью ракетной установки и с повышенными несущими свойствами пакетных корпусов.

На фигурах 1-16 применены следующие обозначения:

1 - корпус МРАМ;

2 - сопло маршевой ракетной установки;

3 - подвижная защитная створка обтекателя маршевой ракетной установки;

4 - подвижный центральный упор-фиксатор защитных створок;

5 - верхний щиток воздушного тормоза;

6 - защитная створка ниши ВРД;

7 - подвижная рулевая поверхность хвостового оперения;

8 - центроплан крыла;

9 - раскладываемая консоль крыла;

10 - флаперон;

11 - сопло реактивной системы основного канала управления по крену;

12 - сопло реактивной системы управления по курсу;

13 - верхние сопла реактивной системы управления по тангажу/крену;

14 - выдвижной воздушно-реактивный двигатель;

15 - съемный воздушно-реактивный двигатель;

16 - защитная створка ниши хвостового оперения - нижний щиток воздушного тормоза;

17 - сужающийся отсек;

18 - корпус второй ступени ракетоносителя;

19 - условное обозначение второй ступени;

20 - условное обозначение МРАМ с указанием ориентации кромки сужающегося отсека;

21 - условное обозначение МРАМ с усиленными узлами сопряжения со второй ступенью;

22 - контейнер посадочного тормозного парашюта;

23 - нижние сопла реактивной системы управления по тангажу/крену;

24 - закрылок.

Осуществление изобретений.

Предлагаемый многоразовый ракетно-авиационный модуль МРАМ содержит (см. фиг.1, 2) корпус 1, включающий отсек маршевой ракетной установки, баки ракетного топлива, межбаковый отсек и концевой сужающийся отсек 17, имеющий геометрическую форму, исключающую возникновение перед ним мощного отсоединенного скачка уплотнения. На клинообразном конце 17 корпуса 1 расположены сопла реактивной системы управления - 12 для канала курса, пары 13 и 23 для каналов тангажа и крена. Поворотное крыло 8 с механизмами его перемещения и фиксации в положении вдоль оси корпуса на этапе выведения и в повернутом на 90° положении на этапе возвратного полета имеет повышенную термостойкость наиболее интенсивно нагреваемых участков поверхности и внутренние баки авиационного топлива достаточного объема для выполнения перелета на заданное расстояние. Сопла основных реактивных рулей системы управления по крену 11 размещены в районе шарниров поворота консолей 9 крыла. Органы аэродинамического управления движением модуля по трем каналам содержат подвижные рулевые поверхности хвостового оперения 7 и флапероны 10. Шасси выполнено трехопорным или велосипедным, убираемым, с усиленной опорой около отсека маршевой ракетной установки. Установлены узлы сопряжения корпуса МРАМ со второй ступенью ракеты-носителя (не показаны). Около маршевой ракетной установки располагают подвижные термостойкие створки 3 с механизмом для их перемещения. Они выполнены с возможностью в открытом фиксированно