3987 следствие, приводит к снижению веса полезного груза, выводимого на орбиту -большое количество топливных баков дл основной двигательной установ ки - п ть водородных и шесть кислород ных - не только увеличивает массу аппарата , Но и существенно усложн ет его эксплуатацию (техническое обслужива м ние, регламентные работы, осмотры и ТоДс); -конструктивно-компоновочна схема с одним пр мым центральным килем приводит к существенным трудност м обеспечени приемлемого запаса статическо неустойчивости в активной системе управлени аппаратом на дозвуковой, скорости полета с выключенной основной двигательной установкой (например, пр спуске с орбиты, при транспортировке и т.До). Целью насто щего изобретени вл етс увеличение полезной нагрузки, выводимой на орбиту, и улучшение эксплуатационных характеристик, а также обеспечение устойчивости и управл емости аппарата на дозвуковой скорости полета Указанна цель дoctигaeтc тем, чт у многоразового транспортного воздушно-космического аппарата, содержащего корпус-крыло, выполненный в виде кру|- лого диска, основную и вспомогательную силовые установки, аэродинамические поверхности стабилизации и управлени - кили с рул ми и элевоны, систему управлени , бортовую энергетичес кую установку, отсек полезной нагрузки , кабину экипажа и шасси, корпускрыло выполнен из двух соединенных друг с другом частей: периферийной обтекател и центральной - топливного бака в виде круглого диска, располо-; женного с передним эксцентриситетом относительно обтекател , Кроме того, топливный бак выполнен из каркаса и оболочки, сосго щей из внутренней и наружной обшивок, между которыми размещен теплозащитный композиционный материал, кили разнесены и отклонены во внешние стороны на , кабина экипажа и отсек полезной нагрузки выполнены в виде единой гондолы, закрепленной на верхней поверхности топливного бака вдоль оси симметрии летательного аппарата., Устройство иллюстрируетс чертежами . На Фиг. 1 схематично изображен ногоразовый транспортный воздушноосмический аппарат, вид сверху; на иг, 2 .- то же, вид снизу; на Лиг.З о же, вид спереди; на фиг.. - то е, вид сбоку; на йиГо 5 -то же, вид зади; на фиг 6 - силова схема апарата; на фиГо 7 - разрез Л-Л на иг о 0; на фиг. 8 - вид по стрелке фиг. 6 (вид сзади двигательной усановки ); на фиг. 9 - узел Т.фиг 7; а фиг. 10 - разрез В-В на фиг. 7; а фиго 11 -узел II фиг„ 7; на фиг. 12узел III фиг, 9 (вырез панели корпуса есущего топливного бака)„ Корпус несущего топливного бака 1 многоразового транспортного воздушно-космического аппарата (МТВКЛ) выполнен с переменным радиусом кривизны верхней и нижней поверхностей и с переменным радиусом закруглени его кромки. Кабина . экипажа, в которой выполнен люк 3 дл -посадки экипажа, имеет жаростойкое остекление , при этом кабина экипажа с отсеком 3 полезного груза выполнена в виде обтекаемой гондолы, котора установлена на верхней поверхности Hecyuiero топливного бака (фиго 1-5)о Внутри отсека 5 расположен полезный груз 6, установленный на ложементах 7. Сверху отсек 5 закрыт поворотными створками В. По периметру несущего топливного бака 1 установлены и закреплены-секции корпуса-крыла (обтекател ) 9, при этом топливный бак (с компонентами топлива жидкий водород + жидкий кислород дл маршевых двигателей) установлен с передним эксцентриситетом вдоль продольной оси по отношению к геометрическому центру обтекател ь Это смещает центровку аппарата вперед, что в совокупности со смещением гондолы кабины экипажа с отсеком полезного груза вперед и отклонением разнесенных килей 10с рул ми поворота 11 от плоскости симметрии аппарата на 2040 обеспечивает приемлемый запас статической неустойчивости аппарата в активной системе управлени на дозвуковых скорост х полета и достаточно эффективную управл емость (что особенно важно при полете с выключенными маршевыми двигател ми). В кормовых : секци х корпуса-крыла (обтекател ) выполнены четырехсекционные элевоны 12 „ 538 В двух кормовых секци х обтекател расположен отсек лвигагелей, при этом двигатели 13 основной (маршевой) двигательной установки размещены в два р да в двух блоках, а в каждом блоке ОНИ смонтированы в общем карданном подвесе. f. Лл маневра аппарата на орбите двигатели 14 расположены между блоками основной двигательной установки. В двигательном отсеке установлены два разнесенных блока 15 вспомогательных двигателей малой т ги, которые служат дл ориентации и стабилизации аппарата в космосе и в верхних сло х атмосферы соответственно по тангажу - 16, по рысканию - 17 И верньерные двигатели - 18 о С целью повышени эффективности ориентации и стабилизации аппарата по крену и уменьшени расхода топлива двигатели 19 ориентации и стабилизации аппарата по крену разнесены относительно продольной оси аппа рата к периферии корпуса-крыла и установлены на боковых секци х обтекател Дл проведени летных испытаний аппарата на дозвуковых скорост х полета . и его транспортировки при эксплуатаци предусмотрена подвеска съемных вспомо гательных двухконтурных турбореактивных двигателей 20 (ТРДЛ)о В несущем топливном баке-дископлане выполнены два отсека: отсек 21 с жидким водородом и отсек 22 с жидким (кислородом дл маршевых двигателей. Баки 23 с компонентами топлива дл двигателей маневра и баки 2t двигателей ориента . ции и стабилизации аппарата по тангажу и рысканию и верньерных двигателей установлены перед отсеком двигателеив Баки 25 двигателей ориентации и стабилизации аппарата по крену смонтированы в боковых секци х обтекател , В цел х обеспечени высокой жесткости несущего топливного бака и разделени компонентов топлива внутри этого бака выполнена жестка кольцева герметична стенка 26, раздел юи а полости . жидкого водорода и жидкого кислорода. Дл подкреплени оболочки несущего топливного бака-дископлана и демпфиро вани колебаний топлива в нем в его силовой набор включены кольцевые и радиальные элементы жесткости 27 и 28 На несущем топливном баке, в местах креплени секций обтекател , установлены жесткие накладки 29 с уапами t креплени ;этих секций, а по центральному периметру бака-дископлана установлен и закреплен жесткий силовой по с 30, относительно которого сцентрированы секции конструкции обтекател . Узлы креплени секций обтекател , а также узлы креплени моторамы основной двигательной установки соединены с силовыми элементами корпуса несущего топливного бака-дископлана с помощью стержневых ферм 31 о Корпус несущего топливного бака вкл(очает наружную оболочку (обшивку) из листовой жаропрочной стали, например, на основе ниоби (верхн поверхность наружной обшивки может быть изготовлена из менее жаропрочного, менее дефицитного , более легкого и более дешевого материала, например, на основе титана)о С внутренней стороны наружной обшивки установлена теплова защита , например, из двух слоев 33 и З композиционного материала с низкими ( „ различными) теплофизическими характеристиками . Корпус бака-дископлана также включает и внутреннюю силовую оболочку 35, выполненную из легкого и дешевого материала у например, на основе алюмини С внешней стороны оболочки 35 установлена (смонтирована) криогенна изол ци 36, предназначенна дл поддержани температуры компонентов криогенного топлива 37 внутри несущего топливного бака в требуемых эксплуатационных пределах На нижней поверхности корпуса несущего- топливного бака установлены обтекаемые гондолы со створками 38 и 39 передней и основных стоек шасси. В этих долах смонтированы убирающиес передние и основные стойки щасси 40 и 41. Отсек двигателей снаружи закрыт профилированными щитками 42, закрепленными шарнирно и отклон ющимис вместе с .маршевыми двйгател мио Силовой набор элевонов аппарата включает нервюры 43 и стрингеры 44. Активные элементы бортовой энергетической установкй 45 (например, солнечной) смонтированы на влутренней стороне поворотных створок 8 отсека полезного груза. Выбранна конструктивно-компоновочна схема и заложенные в ней конструктивные решени позвол ют существенно улучшить важнейшие тактико-технические: характеристики аппарата: 987 снизить вес аппарата на 10-15 и увеличить массу полезного груза, выводимого на орбиту, в 2-3 раза благодар применению несущего топливного бака дл основной двигательной установки; обеспечить приемлемый запас статической неустойчивости в активной системе управлени аппаратом во всем интервале скоростей полета, что особенно важно на дозвуковой скорости полета с выключенной основной двигательной установкой (например, при спуске с орбиты , при транспортировке и Те,д.) вследствие установки топливного бака с передним эксцентриситетом вдоль продольной оси аппарата по отношению к геометрическому центру конструкции обтекател в совокупности с разнесением килей относительно продольной оси и 2 их наклоном во внешние стороны от плоскости симметрии аппарата на V/ Cfffftf.J сократить количество топливных баков дл основной двигательной уста-, новки до одного, что не только уменьшает массу аппарата и увеличивает массу выводимого на орбиту полезного груза, но и повышает надежность аппарата и существенно упрощает его эксплуатацию (техническое обслуживание, регламентные работы, осмотры и .) и снижает ее стоимость; решить эффективно и качественно тепловую проблему спуска многоразовых космических аппаратов с орбиты благодар применению внутренней теплозащиты , выполненной из композиционного материала с низкими теплофизическими характеристиками и расположенной между внешней обшивкой из листовой жаропрочной стали, обладающей высокими характеристиками радиационного излучени , и внутренней .силовой оболочкой из дюралюминиевого материала. ffV/ Фи(.3987 consequence, leads to a decrease in the weight of the payload put into orbit — a large number of fuel tanks for the main propulsion unit — five hydrogen tanks and six oxygen tanks — not only increases the mass of the device, but also significantly complicates its operation (maintenance , maintenance work, inspections and TODS); -constructive layout with one direct central keel leads to significant difficulties in ensuring an acceptable margin of static instability in the active control system of the device at subsonic, flight speed with the main propulsion system turned off (for example, when descending from orbit, during transportation, etc.) ). The purpose of the present invention is to increase the payload to be put into orbit and to improve performance, as well as to ensure the stability and control of the apparatus at subsonic flight speed. This goal is achieved by the fact that a reusable aerospace vehicle containing a wing-wing body made in the form of a circular disk, main and auxiliary power units, aerodynamic stabilization and control surfaces — keels with steering wheels and elevons, control system, onboard nergetiches kuyu installation compartment payload and cabin crew chassis korpuskrylo made of two interconnected parts: a peripheral cowl and central - a fuel tank in the form of a circular disc, raspolo-; In addition, the fuel tank is made of a skeleton and a shell, which is made up of inner and outer skins, between which a heat-shielding composite material is placed, the keels are spaced and deflected to the outside, the crew cabin and the payload compartment are made in A single nacelle attached to the upper surface of the fuel tank along the axis of symmetry of the aircraft. The device is illustrated in the drawings. FIG. 1 schematically shows a disposable transport aerospace device, top view; on ig, 2 .- same, bottom view; on Lig.Z about the same, front view; in fig .. - that e, side view; on yiGo 5 is the same, view of the rear; Fig 6 is a circuit diagram of the apparatus; on fig 7 - the slit LL on ig about 0; in fig. 8 is a view along arrow of FIG. 6 (rear view of motor installation); in fig. 9 - node T. fig 7; and FIG. 10 is a section bb of FIG. 7; and figo 11 is node II of fig „7; in fig. 12 knot III of fig. 9 (cutout of the panel of the casing of the fuel tank) “The body of the carrying fuel tank 1 of the reusable transport aerospace vehicle (MSTV) is made with a variable radius of curvature of the upper and lower surfaces and with a variable radius of rounding of its edge. Cabin the crew in which the hatch 3 is made for the crew’s landing has a heat-resistant glazing, while the crew cabin with compartment 3 of the payload is made in the form of a streamlined nacelle, which is installed on the upper surface of the Hecyuiero fuel tank (figo 1-5). payload 6 mounted on the lodgements 7. From above, compartment 5 is closed by pivoting flaps B. Along the perimeter of the carrier fuel tank 1, sections of the wing-body (fairing) 9 are installed and secured, while the fuel tank (with the components of the fuel is liquid hydrogen + liquid fuel) It is installed with a forward eccentricity along the longitudinal axis with respect to the geometric center. device 2040 provides an acceptable supply of static instability of the device in the active control system at subsonic flight speeds and sufficiently effective controllability (which is Especially important when flying with cruise engines off). In the aft: sections of the hull-wing (flap) are made of four-section elevons 12 "538 In the two forage sections of the flap, there is a Lvigagel compartment, while the engines 13 of the main (sustainer) propulsion system are placed in two rows in two blocks, and in each block They are mounted in a common gimbal. f. LL maneuver of the device in orbit engines 14 are located between the blocks of the main propulsion system. In the engine compartment there are two spaced apart units 15 auxiliary thrusters, which serve for orientation and stabilization of the apparatus in space and in the upper layers of the atmosphere, respectively, in pitch - 16, on yaw - 17 And vernier engines - 18 o In order to increase orientation efficiency and stabilizing the vehicle by roll and reducing fuel consumption; engines 19 for orientation and stabilization of the vehicle are spaced relative to the longitudinal axis of the apparatus to the periphery of the wing housing and mounted on the side wrap sections Aircraft For flight tests of the device at subsonic flight speeds. and its transportation during operation, a suspension is provided for removable auxiliary bypass turbojet engines 20 (TRDL). There are two compartments in the discoplan carrying fuel tank: compartment 21 with liquid hydrogen and compartment 22 with liquid (oxygen for main engines. Tanks 23 with fuel components for maneuver engines and tanks 2t of the engine orientation and stabilization of the device in pitch and yaw and vernier engines are installed in front of the engine compartment. Tanks 25 engines of orientation and stabilization of the device in roll see are mounted in the side sections of the skirt, in order to ensure high rigidity of the carrier fuel tank and the separation of the fuel components inside this tank, a rigid annular hermetic wall 26 is made, and the section of the cavity of liquid hydrogen and liquid oxygen is reinforced. damping of fuel oscillations in it; in its power set, annular and radial stiffening elements 27 and 28 are included; 29 with wapas t of fastening; these sections, and along the central perimeter of the discooplane tank, a hard power c-30 is mounted and fixed, relative to which the sections of the fairing design are centered. The fastening units of the winding sections, as well as the mounting points of the engine of the main propulsion system are connected to the power elements of the body of the carrying fuel tank-discoplan by means of rod trusses 31 о The body of the carrying fuel tank is on (removes the outer casing of the heat-resistant steel sheet, for example, niobium (the upper surface of the outer skin may be made of less heat resistant, less scarce, lighter, and cheaper material, for example, based on titanium) o On the outside, externally the skin has thermal protection, for example, of two layers 33 and 3 of a composite material with low (“different) thermal characteristics. The case of the discooplane tank also includes an inner power shell 35, made of lightweight and cheap material for example aluminum-based C the sides of the shell 35 are installed (mounted) cryogenic insulation 36, designed to maintain the temperature of the components of the cryogenic fuel 37 inside the carrier fuel tank within the required operating limits. On it, the surfaces of the body of the carrying-fuel tank are fitted with streamlined nacelles with flaps 38 and 39 of the front and main landing gear. Retractable front and main pillars are mounted in these valleys 40 and 41. The engine compartment is closed from the outside by profiled flaps 42 pivotally fixed and deflecting along with the Mihai Miha Mi-fiigatel. The power pack of the device’s elevons includes ribs 43 and stringers 44. (for example, solar) are mounted on the inner side of the rotary shutters 8 of the payload compartment. The selected structural layout and the structural solutions incorporated in it make it possible to significantly improve the most important tactical and technical characteristics: the characteristics of the device: 987 to reduce the weight of the device by 10-15 and to increase the mass of the payload put into orbit by 2-3 times due to the use of supporting fuel tank for the main propulsion system; to provide an acceptable margin of static instability in the active apparatus control system over the entire flight speed interval, which is especially important at subsonic flight speed with the main propulsion system turned off (for example, during descent from orbit, during transportation and Te, etc.) due to the installation of a fuel tank with eccentricity along the longitudinal axis of the apparatus with respect to the geometric center of the design of the fairing in combination with the spacing of the fins relative to the longitudinal axis and 2 their inclination into the outer reduce the number of fuel tanks for the main propulsion unit to one side of the plane of symmetry of the apparatus on V / Cfffftf.J, which not only reduces the mass of the apparatus and increases the mass of the payload put into orbit, but also increases the reliability of the apparatus and greatly simplifies its operation (maintenance, maintenance work, inspections and.) and reduces its cost; to solve efficiently and qualitatively the thermal problem of launching reusable spacecraft from orbit through the use of internal thermal protection made of a composite material with low thermal characteristics and located between the outer casing of heat-resistant steel sheet with high radiation characteristics and the inner shell of duralumin material. ffV / fi (.
0yf,S /1rS 0yf, S / 1rS
Фиг. 9FIG. 9
/ fj/ fj
/J г 17/ J g 17