система запуска и транспортирования полезной нагрузки

Формула изобретения

1. Авиационно-космический аппарат, содержащий фюзеляж, два крыла с несколькими поверхностями управления, хвостовое оперение с рулем и двигательную гондолу, при этом верхняя часть фюзеляжа от носа до хвоста имеет форму криволинейного конуса, нижняя часть фюзеляжа от носа до двигательной гондолы имеет форму прямолинейного конуса, часть двигательной гондолы, расположенная позади входных отверстий двигателей до их выхлопных сопел, имеет постоянное полукруглое поперечное сечение, а задняя нижняя часть фюзеляжа за гондолой имеет сужающуюся к хвосту вогнутую коническую форму, при этом фюзеляж выполнен с максимальным поперечным сечением у основания передней кромки крыльев, достаточным для размещения в нем отсека полезной нагрузки, доступ к которому образован двумя створками, проходящими от носа в направлении к хвосту и образующими крышку и рампу отсека полезной нагрузки, которые могут открываться для приема или выгрузки полезной нагрузки и закрываться при выполнении полета, при этом указанные крылья присоединены к фюзеляжу у его центральной линии двумя поясами обшивки, передняя кромка каждого крыла отклонена назад от места соединения с поясом обшивки и образует стреловидную конфигурацию, а внешняя часть каждого крыла выполнена с криволинейным загибом назад к законцовке крыла, указанное хвостовое оперение установлено немного впереди хвоста аппарата, его передняя кромка скошена назад от основания хвостового оперения, а внешняя часть хвостового оперения выполнена с загибом назад к его законцовке, при этом аппарат содержит систему управления ориентацией, включающую в себя ракетные двигатели пространственной ориентации, установленные в крышке отсека полезной нагрузки и в законцовках крыльев и оснащенные баками с топливом для управления ориентацией, посадочные шасси, расположенные в носу и в миделевом сечении аппарата, топливный бак ускорителей, встроенный в фюзеляж и расположенный в нем позади отсека полезной нагрузки, несколько вспомогательных баков ускорителей и бак, выполненный в форме люльки, оборудование для сжижения воздуха, имеющее впускные воздушные каналы системы сжижения, соединенные трубопроводами с двигательной гондолой, и баки для хранения жидкого воздуха, электронное авиационное оборудование, баки с гелием и несколько основных силовых топливных установок, при этом в двигательной гондоле установлены эжекторные прямоточные воздушно-реактивные двигатели, принимающие окружающий воздух через впускные каналы этой гондолы, соединенные с воздухозаборными каналами данных двигателей.

2. Авиационно-космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что в его хвостовой части установлены два ракетных ускорителя с подачей к ним топлива от бака ускорителей с жидким водородом и бака ускорителей с жидким кислородом, в отсеке полезной нагрузки установлены катапульта и два направляющих рельса для полезной нагрузки, при этом аппарат содержит возвращаемый космический аппарат (ВКА), который может быть установлен в отсеке полезной нагрузки на направляющих рельсах и включает в себя ракетный двигатель, сообщенный с баками жидкого водорода и жидкого кислорода, снабженными баками с гелием системы наддува, отсек для оборудования, основной корпус, задний отсек для оборудования, хвостовую часть с капотом для двигателя и поворотную носовую часть, причем указанный основной корпус на своей нижней задней поверхности снабжен обтекателем, проходящим примерно от миделевого сечения этого корпуса до расположенного в хвосте экрана для защиты сопла двигателя при возвращении, к обтекателю с возможностью поворота прикреплены два крыла, снабженных скошенным хвостовым оперением, которое присоединено к каждому крылу, при этом передние кромки крыльев выполнены сужающимися в месте установки элевонов управления, а каждое хвостовое оперение снабжено рулем, при этом ВКА снабжен носовым шасси, двумя основными шасси и несколькими ходовыми роликами, которые открыты в сложенном положении крыльев и могут опираться на направляющие рельсы для полезной нагрузки, системой управления ориентацией, содержащей реактивные двигатели управления пространственной ориентацией, аппаратуру наведения, навигации и управления и первичные силовые установки, а также имеет монтажное устройство полезной нагрузки с переходником, присоединенным к поворотной носовой части ВКА и стыковочному оборудованию на полезной нагрузке.

3. Авиационно-космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что содержит возвращаемый космический аппарат, на котором установлен в качестве полезной нагрузки межорбитальный транспортный аппарат (МТА) многоразового использования, содержащий ракетный двигатель орбитального маневрирования с баками жидкого водорода и жидкого кислорода и несколькими баками с гелием системы наддува, отсек для оборудования, основной корпус МТА, задний отсек для оборудования, хвостовую часть с обтекателем для двигателя, трубчатую ферму и носовой обтекатель стыковочной поверхности со створчатой частью, которая может открываться и закрываться, при этом указанный основной корпус МТА на своей нижней задней поверхности снабжен обтекателем, проходящим примерно от миделевого сечения основного корпуса до расположенного в хвосте экрана для защиты сопла двигателя при возвращении, к обтекателю с возможностью поворота прикреплены два крыла, снабженных скошенным хвостовым оперением, которое присоединено к каждому крылу, при этом передние кромки крыльев выполнены сужающимися в месте установки элевонов управления, а каждое хвостовое оперение снабжено рулем, при этом МТА снабжен носовым шасси и двумя основными шасси, системой управления ориентацией, содержащей реактивные двигатели управления пространственной ориентацией, аппаратуру наведения, навигации и управления и первичные силовые установки, а также имеет стыковочное оборудование с монтажным устройством для присоединения полезной нагрузки, расположенным в носовом обтекателе указанной стыковочной поверхности со створчатой носовой частью.

4. Авиационно-космический аппарат по п.2, отличающийся тем, что в качестве элемента третьей ступени содержит пилотируемую ступень полезной нагрузки.

5. Авиационно-космический аппарат по п.3, отличающийся тем, что он снабжен четвертой невозвращаемой ступенью для дополнительного ускорения полезной нагрузки.

6. Авиационно-космический аппарат по п.2, отличающийся тем, что он снабжен третьей невозвращаемой ступенью для дополнительного ускорения полезной нагрузки.

7. Авиационно-космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что он снабжен второй невозвращаемой ступенью для доставки полезной нагрузки.

8. Авиационно-космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что в нем предусмотрены средства для размещения пилота.

Описание изобретения к патенту

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к транспортным средствам, используемым для доставки на околоземную орбиту такой полезной нагрузки, как спутники. В новых транспортных средствах обычно используются две или три ступени, включая эжекторный авиационно-космический аппарат (АКА) с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД), возвращаемый космический аппарат (КА) второй ступени с ракетным двигателем для доставки полезной нагрузки на низкую или среднюю околоземную орбиту и, при необходимости, возвращаемый орбитальный транспортный аппарат (ОТА) третьей ступени с ракетным двигателем для доставки полезной нагрузки на геосинхронную переходную орбиту. АКА может использоваться также с комбинацией возвращаемых и невозвращаемых верхних ступеней или со всеми невозвращаемыми верхними ступенями, в том числе с четвертой ступенью для доставки полезной нагрузки на геосинхронную или планетарную орбиты. АКА может использоваться также для транспортирования полезной нагрузки в качестве гиперзвукового самолета.

Уровень техники

В настоящее время для доставки спутников на околоземную орбиту используют различные транспортные средства. Эти транспортные средства обычно представляют собой ракету или космическую ракету или комбинацию авиационного аппарата с ракетой. Такие транспортные средства хорошо известны и производятся в США и других странах. Существует множество примеров, таких как Space Shuttle в США, Ariane во Франции, Протон в России и другие. Принцип использования имеющихся авиационных аппаратов для больших высот и ракет или космических ракет с их запуском с авиационного аппарата уже был описан, а эти системы испытаны. Известны также различные исходные транспортные средства для набора высоты с горизонтальным взлетом с большим разбегом, - см., например, патенты США №№4802639 и 5402965.

Однако до сих пор для запуска или доставки орбитальной полезной нагрузки не использовалось оснащенное ПВРД аэродинамическое транспортное средство-носитель с летными характеристиками, рассчитанными на горизонтальный взлет или на запуск с более крупного авиационного аппарата. Одна из таких систем раскрыта в патенте США №5740985.

Сущность изобретения

Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в создании аэродинамического транспортного средства, оптимизированного для совершения полетов от нулевой до гиперзвуковой скорости и способного выходить за пределы ощутимой атмосферы с помощью вспомогательных ракетных двигателей. Это аэродинамическое транспортное средство или АКА совершает полет до высоты, позволяющей запустить полезную нагрузку на орбиту с помощью одной или нескольких ракетных ступеней. Затем АКА и каждая из ракетных ступеней может вернуться и приземлиться для последующего использования. АКА может быть использован также для транспортирования полезной нагрузки в своем грузовом отсеке. В этом случае АКА взлетает, совершает перелет и делает посадку в месте назначения.

Одной из задач настоящего изобретения является создание многоступенчатой космической системы полностью многократного использования для запуска полезной нагрузки на околоземную орбиту. Многоступенчатая система запуска содержит оснащенный эжекторным прямоточным воздушно-реактивным движителем АКА первой ступени для выполнения всех программ; оснащенный ракетным движителем возвращаемый КА второй ступени для программ запуска на низкую и среднюю земные орбиты и оснащенный ракетным движителем возвращаемый ОТА для программ запуска на геосинхронную переходную орбиту.

Другой задачей изобретения является запуск людей или связанной с человеком полезной нагрузки на низкую или среднюю земные орбиты с использованием приспособленных для транспортирования людей АКА и возвращаемого КА.

Еще одной задачей является техническое обеспечение специальных программ с использованием АКА, возвращаемого КА, возвращаемого ОТА, невозвращаемой второй ступени, невозвращаемой третьей ступени и невозвращаемой четвертой ступени в различных сочетаниях для доставки полезных нагрузок на околоземную и иные планетарные орбиты.

Дополнительной задачей изобретения является использование АКА в качестве сверхзвукового транспортного самолета для транспортирования полезной нагрузки между пунктами назначения на земле.

Перечень чертежей

Примеры осуществления настоящего изобретения, его дополнительные особенности и преимущества будут подробнее описаны ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 изображает схему этапов выполнения космической программы системой транспортирования и запуска полезной нагрузки с тремя ступенями;

фиг.2 изображает другую базовую схему выполнения космической программы;

фиг.3 представляет в перспективе и частично условном изображении транспортные средства системы запуска с тремя ступенями, в процессе транспортирования с расположением внутри АКА возвращаемого КА, возвращаемого ОТА аппарата и оболочки с полезной нагрузкой;

фиг.4 изображает на виде сверху с частичным вырывом АКА, несущий систему транспортных средств для выполнения программы запуска на низкую или среднюю околоземную орбиту людей или связанной с человеком полезной нагрузки;

фиг.5 изображает на виде сверху с частичным вырывом АКА, несущий систему транспортных средств для выполнения космической программы, требующей применения невозвращаемой четвертой ступени для доставки полезной нагрузки за пределы земной орбиты;

фиг.6 изображает на виде сверху с частичным вырывом АКА, несущий систему транспортных средств для выполнения космической программы, требующей применения невозвращаемой третьей ступени для доставки на низкую или среднюю околоземную орбиту полезной нагрузки особенно большой массы;

фиг.7 изображает на виде сверху с частичным вырывом АКА, несущий систему транспортных средств для выполнения космической программы, требующей применения невозвращаемых второй и третьей ступеней для запуска полезной нагрузки на геосинхронную орбиту или очень тяжелой полезной нагрузки на низкую или среднюю околоземную орбиту;

фиг.8 изображает на виде сбоку процесс монтажа полезной нагрузки для выполнения запуска;

фиг.9 изображает в перспективе сооружения и элементы базы для монтажа и запуска системы;

фиг.10 изображает АКА на виде сверху;

фиг.11 изображает АКА на виде сбоку;

фиг.12 изображает на виде в перспективе сверху особенности АКА;

фиг.13 изображает основные компоненты АКА в перспективе в размонтированном виде;

фиг.14 изображает на виде в перспективе концентричный многолепестковый бак в форме люльки и обтекатели;

фиг.15 изображает на виде сбоку полезную нагрузку АКА, опорное устройство и систему катапультирования;

фиг.16 изображает в перспективе схему ПВРД;

фиг.17 изображает возвращаемый КА на виде сверху;

фиг.18 изображает возвращаемый КА на виде сбоку;

фиг.19 изображает возвращаемый КА на виде в перспективе сверху;

фиг.20 изображает на виде в перспективе сверху внутренние элементы возвращаемого КА;

фиг.21 изображает на виде в перспективе сверху возвращаемый КА в положении транспортирования;

фиг.22 изображает на виде в перспективе сверху систему развертывания крыльев возвращаемого КА;

фиг.23 изображает на виде в поперечном разрезе систему герметичного складывания крыла;

фиг.24 изображает на виде в перспективе снаружи систему тепловой защиты;

фиг.25 изображает возвращаемый орбитальный транспортный аппарат (ОТА) на виде сверху;

фиг.26 изображает возвращаемый ОТА на виде сбоку;

фиг.27 изображает возвращаемый ОТА на виде в перспективе сверху;

фиг.28 изображает на виде в перспективе сверху внутренние элементы возвращаемого ОТА;

фиг.29 изображает на виде в перспективе сверху возвращаемый ОТА, соединенный с возвращаемым КА в положении транспортирования, а также оболочку полезной нагрузки;

фиг.30 изображает на виде сбоку возвращаемый ОТА в положении транспортирования с присоединенной к нему оболочкой полезной нагрузки;

фиг.31 изображает на виде в перспективе сверху невозвращаемую вторую ступень;

фиг.32 изображает на виде в перспективе сверху невозвращаемую третью ступень;

фиг.33 изображает на виде в перспективе сверху сзади невозвращаемую четвертую ступень;

фиг.34 изображает на виде в перспективе сверху пример выполнения АКА в виде пилотируемого человеком гиперзвукового транспортного средства.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

Система многократного использования, предназначенная для космического запуска, содержит транспортное средство первой ступени или авиационно-космический аппарат (АКА), транспортное средство второй ступени или возвращаемый космический аппарат (КА) и транспортное средство третьей ступени или возвращаемый орбитальный транспортный аппарат (ОТА). Транспортные средства всех ступеней имеют основные элементы, такие как фюзеляж, крылья и хвостовое оперение, а также плоскости управления для обеспечения подъемной силы, устойчивости и управления. АКА оснащен эжекторными прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД) и содержит оборудование забора для воздуха и питания окислителя для эжекторного ПВРД в процессе взлета и при полете на очень больших высотах. Для оптимизации рабочих характеристик АКА при его выходе за пределы ощутимой атмосферы АКА может быть снабжен вспомогательными ракетными ускорителями. АКА несет в себе одно или несколько транспортных средств других ступеней для доставки спутников на выбранные орбиты. Управление полетом всех ступеней за пределами атмосферы достигается с помощью малых ракетных двигателей, которые расположены вокруг всех осей полета и используются по мере надобности. Все транспортные средства могут быть беспилотными с автономным направлением, ведением и управлением с дистанционной программной поддержкой. Доступ в грузовой отсек для полезной нагрузки открывается при открытии закрываемых грузовых носовых обтекателей. Возвращаемый КА установлен в направляющих рельсах, расположенных в нижней части боковых сторон грузового отсека. Во время транспортного полета возвращаемый КА и возвращаемый ОТА поддерживаются опорным устройством, которое опирается на образующую пандус или рампу часть закрываемых обтекателей. При запуске ступени катапульта выталкивает возвращаемый КА с полезной нагрузкой через открытые грузовые обтекатели. Затем АКА закрывает грузовые обтекатели, вновь входит в атмосферу, совершает обратный полет на оперативную базу и приземляется для следующего использования. После катапультирования с АКА возвращаемый КА и возвращаемый ОТА могут развернуть свои аэродинамические поверхности.

Возвращаемый КА доставляет полезную нагрузку на низкую или среднюю околоземную орбиту. В процессе полета продвижение возвращаемого КА обеспечивается ракетным двигателем. Полезная нагрузка установлена на передней части возвращаемого КА. После отделения полезной нагрузки поворотное монтажное устройство для полезной нагрузки поворачивается на 180 внутрь переднего корпуса и сферический сегмент на противоположной стороне теперь служит аэродинамическим обтекателем для обратного полета. Возвращаемый КА вновь входит в атмосферу и совершает планирующий полет к месту посадки на оперативной базе для последующего использования. Для выполнения основного задания по доставке спутника на геосинхронную переходную орбиту используется возвращаемый ОТА с транспортным ракетным двигателем. Спутник установлен на монтажной конструкции в передней части возвращаемого ОТА за четырьмя открываемыми створками. После отделения спутника створки закрываются и образуют аэродинамический обтекатель для обратного полета. Возвращаемый ОТА использует многократные последовательные входы в атмосферу для снижения до минимума аэродинамического нагрева и достижения дальности, необходимой для планирующего полета к месту посадки на оперативной базе для дальнейшего использования.

На фиг.1 представлена предпочтительная схема полета при выполнении программы доставки спутника на геосинхронную переходную орбиту. Эта программа определяет объем системы запуска. АКА 50, несущий в себе возвращаемый КА 51, возвращаемый ОТА 52 и спутник 53 геосинхронной орбиты, взлетает с обычной взлетной полосы 54 оперативной базы с помощью тяги эжекторного ПВРД и набирает высоту с ускорением до средней сверхзвуковой скорости. На этом участке полета эжектор в эжекторном ПВРД использует окислитель аккумулированного и забираемого воздуха при взлете, окислитель забираемого воздуха для ускорения и сохраняет окислитель воздуха для последующего применения. После выключения эжектора АКА 50 продолжает ускоряться до гиперзвуковой скорости на участке полета в позиции 55. АКА 50 выполняет набор высоты на больших абсолютных высотах с использованием повторного включения эжектора и вспомогательной подъемной реактивной тяги для выхода из ощутимой атмосферы в позицию 56. В этой позиции возвращаемый КА 51, возвращаемый ОТА 52 и спутник 53 катапультируются из АКА 50 в позицию 57. АКА 50 вновь входит в атмосферу и совершает обратный полет в позиции 58 на прямоточной воздушно-реактивной тяге с высокой сверхзвуковой скоростью. Далее из позиции 59 он совершает горизонтальную посадку на полосу 54 оперативной базы.

Возвращаемый КА 51 поднимает возвращаемый ОТА 52 со спутником 53 в позицию 60 на низкой околоземной орбите. После доставки и отделения он вновь входит в атмосферу в позицию 61, сходит с орбиты в позицию 62 и совершает планирующий полет из позиции 63 к посадочной полосе 54 оперативной базы с горизонтальной посадкой. Возвращаемый ОТА 52 доставляет спутник 53 на геосинхронную орбиту в позицию 64 и разделяется в позиции 65. ОТА 52 в позиции 66 может сходить с орбиты в несколько этапов для обеспечения аэродинамического торможения с целью снижения до минимума аэродинамического нагрева с одновременным использованием этой энергии в сочетании с аэродинамическими характеристиками самого аппарата для достижения позиции 67, из которой он может совершить планирующее снижение. Далее возвращаемый ОТА 52 совершает горизонтальную посадку на посадочную полосу 54 оперативной базы для дальнейшего использования.

На фиг.2 представлена другая схема выполнения программы запуска спутников на среднюю или низкую околоземную орбиту. Эти программы основываются на возможности использования АКА 50 и возвращаемого КА 51 в системе с двумя ступенями. АКА 50, несущий в себе возвращаемый КА 51 и один или несколько спутников 53, совершает горизонтальный взлет с обычной взлетной полосы 54 оперативной базы с помощью тяги эжекторного ПВРД и набирает высоту с ускорением до средней сверхзвуковой скорости. На этом участке полета эжектор в эжекторном ПВРД использует окислитель аккумулированного и забираемого воздуха при взлете, окислитель забираемого воздуха для ускорения и сохраняет окислитель воздуха для последующего применения. После выключения эжектора АКА 50 продолжает ускоряться до гиперзвуковой скорости на участке полета в позиции 55. После выключения эжектора АКА 50 продолжает ускоряться до гиперзвуковой скорости на участке полета в позиции 55. АКА 50 выполняет набор высоты на больших абсолютных высотах с использованием включения эжектора и вспомогательной подъемной реактивной тяги для выхода из ощутимой атмосферы в позицию 56. В этой позиции возвращаемый аппарат 51 и спутники катапультируются из АКА 50 в позицию 70. АКА 50 вновь входит в атмосферу и совершает обратный полет в позиции 58 на прямоточной воздушно-реактивной тяге с высокой сверхзвуковой скоростью. Далее из позиции 59 он совершает горизонтальную посадку на полосу 54 оперативной базы.

Возвращаемый КА 51 поднимает спутники 69 до желаемой высоты в позицию 71, следует по орбите в позиции 72 и выпускает спутники в позиции 73. Далее он сходит с орбиты в позицию 62 и совершает планирующий полет из позиции 63 к посадочной полосе 54 оперативной базы с горизонтальной посадкой.

На фиг.3 представлена в перспективе и частично условном изображении система авиационно-космических транспортных средств в предпочтительном примере выполнения с тремя ступенями. В процессе транспортирования АКА 50 несет в себе возвращаемый КА 51, возвращаемый ОТА 52 и оболочку, в которой находится спутник 53, предназначенный для доставки на геосинхронную орбиту. Аэродинамические поверхности возвращаемого КА 51 и возвращаемого ОТА 52 сложены и прижаты к фюзеляжам. Возвращаемый ОТА 52 установлен на носовой части возвращаемого КА 51, а спутник 53 установлен внутри открытых передних створок ОТА 52. Доступ к этим транспортным средствам осуществляется через закрывающиеся носовые обтекатели 74, которые содержат верхний капот 75 и нижний пандус 76. Штриховыми линиями 77 и 78 показано открытое положение капота 75 и пандуса 76.

Как иллюстрируют фиг.4-7, АКА 50 предназначен для запуска множества разнообразных полезных нагрузок при применении различных комплектов верхних ступеней многократного и однократного использования, то есть возвращаемых и невозвращаемых ступеней.

В соответствии с примером выполнения по фиг.4 на возвращаемом КА 51 смонтировано транспортное средство для запуска на низкую или среднюю околоземную орбиту людей или связанной с человеком полезной нагрузки 79.

В примере выполнения по фиг.5 АКА 50 несет возвращаемый КА 51 с возвращаемым ОТА 52 и невозвращаемую четвертую ступень 81 для запуска межпланетных исследовательских транспортных средств 80.

На фиг.6 представлен особый пример выполнения системы для запуска на околоземную орбиту спутника 84 большой массы с помощью АКА 50, возвращаемого КА 51 и невозвращаемой третьей ступени 82. В невозвращаемой третьей ступени 82 те средства, которые обеспечивают возможность возвращения в ОТА 52, заменены эквивалентной массой топлива и системы топливных баков обеспечения дополнительной подъемной силы.

На фиг.7 представлен особый пример выполнения системы для запуска спутника 85 большой массы, который может быть доставлен непосредственно на геосинхронную орбиту при использовании АКА 50, невозвращаемой второй ступени 83 и невозвращаемой третьей ступени 82. В невозвращаемой второй ступени 83 те средства, которые обеспечивают возможность возврата в КА 51, также заменены эквивалентной массой топлива и системы топливных баков обеспечения дополнительной подъемной силы.

На фиг.8 и 9 показаны особенности космической системы запуска многократного использования. На фиг.8 на виде сбоку представлено сборочное помещение 86 для монтажа полезной нагрузки. Оно содержит несколько чистых, т.е. кондиционированных и изолированных, помещений и ангар 87 для технического обслуживания АКА 50. В помещении 88 производится подготовка спутника, в помещении 89 монтаж верхних ступеней и в помещении 90 их установка в АКА 50. Каждое чистое помещение изолировано герметичными дверями 91. После подготовки спутника или спутников их устанавливают на верхней ступени и затем весь комплект устанавливают в АКА 50. После этого верхний капот 75 и нижний пандус 76 закрываемых носовых обтекателей закрывают и герметизируют. Далее загруженный АКА 50 транспортируют тягачом из монтажного помещения 86 к заправочной станции 96, которая входит в комплекс оперативной базы 92, показанный на фиг.9. Сборочное помещение 86 служит также ангаром для обслуживания АКА 50. Другие элементы базы содержат здание 93 для размещения центра управления, администрации и инженерного обеспечения, ангар 94 для обслуживания возвращаемого ОТА, ангар 95 для обслуживания возвращаемого КА, заправочную станцию 96, подъездные пути 97 для доставки топлива, площадку 98 испытания двигателей, площадку 99 для транспортных средств и взлетно-посадочную полосу 54 для взлета и посадки всех возвращаемых транспортных средств.

На фиг.10 АКА 50 представлен на виде сверху, при этом закрываемые носовые грузовые обтекатели образуют нос аппарата. Верхний фюзеляж 100 оживальной формы переходит сзади в обтекаемый капот 101 вспомогательных ракетных ускорителей. Нижний передний фюзеляж 102 проходит назад от носа к гондолам 103 эжекторных ПВРД. Нижний задний фюзеляж 104 выполнен по форме таким, что образует продолжение сопел ПВРД. Крылья 105 выполнены скошенными к корме и имеют треугольные выемки у основания для сопел ПВРД и задние элевоны 106 для аэродинамического управления по тангажу и крену. Вертикальное хвостовое оперение 107 обеспечивает курсовую устойчивость. Управление полетом на внеатмосферных высотах осуществляется с помощью двигателей реактивной системы управления, в том числе двигателя 108 для управления тангажом, двигателя 109 управления креном и двигателя 110 управления поворотом в горизонтальной плоскости. Внутреннее давление в корпусе аппарата за исключением топливной системы регулируется с помощью вентиляционных отверстий 111. Для выпуска отработанных газов катапульты выталкивания полезной нагрузки предусмотрены симметричные окна 112.

На фиг.11 АКА 50 представлен на виде сбоку. Сплошными линиями показано закрытое положение обтекателей 74 грузового отсека для полезной нагрузки. При катапультировании полезной нагрузки обтекатели открыты и находятся в позициях 77 и 78, показанных штриховыми линиями. При монтаже полезной нагрузки на земле пандус обтекателя опускают ниже в позицию 113. Вспомогательное шасси 114 и основное шасси 115 показаны в выдвинутом положении, которое они занимают при передвижениях по земле, взлете и посадке. Под крыльями 105 находятся гондолы 103 эжекторных ПВРД, в которых размещается также система впуска воздуха для эжекторного ПВРД и питающего устройства окислителя и оборудование для ожижения воздуха. Расширяющееся поперечное сечение нижнего носового фюзеляжа обеспечивает предварительное уплотнение воздуха, поступающего в систему впуска воздуха на высоких скоростях. Нижний кормовой фюзеляж 104 выполнен по форме таким, что образует продолжение сопел ПВРД. Нижняя часть капота 101 вспомогательных ракетных ускорителей образует отражающий тепловой экран. Сопла разгонных ракетных ускорителей 116 остаются не закрытыми для теплоотдачи излучением и рассеиванием при работе двигателей. Руль 117 на задней кромке вертикального хвостового оперения 107 обеспечивает аэродинамическое управление курсом. Топливное вентиляционное отверстие 118 находится сверху на задней кромке вертикального хвостового оперения 107. На верхнем фюзеляже 100 в различных местах размещены двигатель 108 управления тангажом, двигатель 110 управлением поворотом в горизонтальной плоскости, вентиляционные отверстия 111 корпуса и окно для отработанных газов катапульты. На фиг.11 АКА 50 показан в положении стоянки на уровне 119 земли.

Как видно на фиг.12, наружная конфигурация аппарата отличается высоким аэродинамическим качеством и низким лобовым сопротивлением за счет верхнего фюзеляжа 100 оживальной формы. Задняя часть 120 фюзеляжа над крыльями 105 сужается и сопрягается с капотом 101 вспомогательных ракетных ускорителей. Нижний передний фюзеляж 102 проходит назад от носа к гондолам 103 под крыльями 105 для обеспечения сжатия воздуха на высоких скоростях. Во время работы эжекторных ПВРД топливо может впрыскиваться в область нижнего заднего фюзеляжа 104 вместе с потоком от турбонасоса для заполнения сопла с тем, чтобы снизить сопротивление и развить реактивную тягу внешнего сгорания. После выключения эжектора на высокой скорости и высоте выход газов ПВРД и турбонасоса заполняет сопло и развивает тягу. Крыло 105 и хвостовое оперение 107 имеют тонкие аэродинамические сечения и большое относительное удлинение для сверхзвукового аппарата для обеспечения низкого сопротивления всего летного контура. Вспомогательные ракетные ускорители 116 могут запускаться после повторного запуска эжекторов ПВРД и продолжать работать после отключения ПВРД для ускорения АКА 50 за пределами ощутимой атмосферы и достижения высоты катапультирования верхней ступени.

Фиг.13 изображает основные компоненты АКА 50 в перспективе в размонтированном виде. В состав основных компонентов входят:

кожух 75 и пандус 76 закрываемого обтекателя 74 для полезной нагрузки;

носовой фюзеляж 121, в котором размещены отсек для полезной нагрузки, система катапультирования полезной нагрузки, вспомогательное шасси 114, система контроля авиационной электроники и параметров окружающей среды, гидравлическая система с электрическим приводом, системы управления с двигателями (108, 110) тангажа и горизонтального поворота, вентиляционные отверстия 111 корпуса, а также быстроразъемные системы для подачи топлива, дренажа и вентиляции для целей бортового обслуживания верхних ступеней;

главный топливный бак 122 ускорителей;

вспомогательный топливный бак 123 ускорителей и бак 124 окислителя;

капот 101 вспомогательных ракетных ускорителей и ускорители 116;

возвратный люлечный бак 125;

нижний промежуточный фюзеляж 126 с гондолами 103 эжекторных ПВРД, в которых размещены ПВРД с системой впуска воздуха, главные шасси 115, вспомогательные топливные баки 127 ускорителей, оборудование 128 ожижения воздуха, системы подачи, слива и дренажа ракетного топлива, система 109 пространственной ориентации и вентиляционные отверстия корпуса;

нижний задний фюзеляж 104, в котором размещены баки 129 с запасом окислителя для эжекторного ПВРД, аккумуляторные баки 130 для создания давления в баках ракетного топлива, основные внутренние силовые установки и баки 131 ракетного топлива, системы 108, 110 управления тангажом и поворотом в горизонтальной плоскости, вентиляционные отверстия 111 корпуса;

крылья 105 и элевоны 106, содержащие силовые устройства управления полетом, вентиляционные отверстия 132 окислителя и вентиляционные отверстия корпуса между крыльями и элевонами;

вертикальное хвостовое оперение 107 и руль 117, содержащие силовые устройства управления полетом, топливное вентиляционное отверстие 118 и вентиляционные отверстия корпуса между хвостовым оперением и рулем;

вспомогательное шасси 114;

основное шасси 115;

передняя основная рама 133;

нижняя промежуточная рама 134;

промежуточный шпангоут 135 и кормовой шпангоут 136.

Во всех криогенных баках ракетного топлива используется многослойная изоляция для снижения испарения и предотвращения обледенения наружных поверхностей. Передний фюзеляж, основной топливный бак ракетных ускорителей, вспомогательные баки ракетного топлива для ракетных ускорителей и баки окислителя образуют конструкцию основного фюзеляжа. Вторичная конструкция, в том числе люлечный бак, нижний промежуточный фюзеляж и нижний задний фюзеляж, а также крылья и вертикальное хвостовое оперение передают нагрузку на конструкцию основного фюзеляжа через основные рамы и шпангоуты.

На фиг.14 показаны в разобранном виде в перспективе основные компоненты возвратного бака 125, который имеет конфигурацию люльки и выполнен лепестковым по конструкции. Люлечный бак 125 содержит собственно бак 137, кожух 138 и крышки 139. Бак 137 выполнен в виде конструкции из ряда концентричных лепестков со сплющенными сфероидальными концами 140. Лепестки 141 имеют круглое поперечное сечение с увеличением радиуса лепестков от переднего к заднему концу бака. Лепестки 141 перекрываются и пересекаются в узловых точках 142. Внутренние и наружные узловые точки 142 соединены между собой перфорированными перегородками, которые служат конструктивными связями и барьерами. Бак 137 закрепляется спереди и сзади на основных рамах 133 и 134 с помощью устройств компенсации теплового расширения. Бак 137 содержит заправочное и сливное устройства, дренажное отверстие и аппаратуру измерения количества топлива. Кожух 138 по форме усеченного конуса и крышки 139 придают баку 137 обтекаемую аэродинамическую форму. Кожух 138 и крышки 139 прикреплены к основным рамам 133 и 134. Крышки 139 прикреплены также к кожуху 138 вдоль линий разъема.

На фиг.15 показана на виде сбоку полезная нагрузка, опорное устройство и система катапультирования в передней части АКА 50. Полезная нагрузка установлена в двух направляющих рельсах 144, расположенных на нижних сторонах грузового отсека. Возвращаемый КА 51 снабжен рядами опорных роликов 145, которые размещены у оснований крыльев и открываются для доступа при складывании крыльев. Дополнительно возвращаемый КА 51 поддерживается опорой 146 на пандусе 76 АКА 50. При открытии пандуса опора 146 отодвигается, освобождая КА 51 при его установке и катапультировании. Для выполнения основной задачи на пандусе 76 предусмотрена еще одна выдвинутая вперед опора 147 для возвращаемого ОТА 52, которая также освобождает аппарат при открытии пандуса.

Катапульта 148 представляет собой установку, приводимую в действие холодным газом высокого давления. Устройство содержит цилиндр-каретку 149, несколько телескопических поршней 150, монтажное устройство 151, запорный механизм 152 и газовые баки 153, оснащенные системой заполнения, подачи и спуска. Каретка 149 снабжена на каждой стороне передними и задними роликами, которые входят в направляющие рельсы 144 позади КА 51. Каретка 149 упирается в бампер на задней стороне сквозной опорной конструкции крыльев КА 51. Балки каретки 149 снабжены запорным механизмом для закрепления возвращаемого КА 51 в АКА 50 в процессе транспортного полета. Балки каретки 149 соединены между собой передней и задней поперечинами, которые прикреплены также к центральному цилиндру. Несколько телескопических поршней находятся во втянутом положении внутри цилиндра 149 во время транспортирования.

Когда верхние ступени должны катапультироваться из АКА 50, кожух 75 и пандус 76 открываются и катапульта приводится в действие. Внутренний поршень системы телескопических поршней снабжен задней крышкой, выполненной в виде цапфы с боковыми пальцами, которые входят в продольные прорези держателя 151 на АКА 50. Во время транспортирования цапфа удерживается отдельными срезными штифтами, проходящими через цапфу и проушины держателя 151. При катапультировании система управления АКА 50 открывает соответствующие клапаны для подачи холодного газа из баков 153 в цилиндр 149. Срезные штифты срезаются, и поршень 150 начинает выдвигаться, при этом боковые пальцы цапфы перемещаются назад в держателе 151 на фюзеляже АКА 50. Запорный механизм 152 каретки отпирается при контакте боковых пальцев цапфы с конечным упором на держателе 151. Когда боковые пальцы цапфы доходят до упора в задние части прорезей на держателе 151, телескопический поршень 150 выдвигается и толкает тележку 149 вперед для катапультирования из АКА 50 возвращаемого КА 51 и его полезной нагрузки. Толкающее усилие катапульты 148 прекращается в тот момент, когда еще достаточное число опорных роликов возвращаемого КА 51 находится в направляющих рельсах. Это необходимо для ликвидации нежелательного момента тангажа, создаваемого за счет того, что линия передачи толкающей силы лежит ниже центра тяжести КА 51. Головка каждого поршня 150 имеет динамическое уплотнение внутри цилиндра, и все поршни за исключением последнего внутреннего действуют как цилиндры по отношению к находящимся внутри них поршням. Поршневые штоки также снабжены динамическими уплотнениями для перемещения в их опорах. Герметизация части объема между поршнями и опорами в процессе сборки создает демпфер в конце рабочего хода тележки 154, когда отключается источник подачи холодного газа и давление газа в цилиндре быстро снижается до величины около 103 кПа. Отработанный газ выходит симметрично из обеих сторон фюзеляжа АКА 50. Катапульта 148 приводится в исходное состояние на оперативной базе при подготовке к выполнению следующей программы.

На фиг.16 показана схема движения потока в эжекторном ПВРД 155, который представлен на виде в перспективе с частичным вырезом. Наружными элементами ПВРД являются смеситель 156, диффузор 157, камера сгорания 158 и сопло 159. Внутренними элементами двигателя являются эжектор 160, лопасти 161 диффузора, топливные инжекторы 162, пробка 163 сопла в закрытом положении, пробка сопла в открытом положении 164 и вал телескопического выдвижения пробки. Показаны также система 165 энергоснабжения эжектора и система 166 регенеративного охлаждения сопла. Пробка 163 сопла также охлаждается регенеративной системой охлаждения.

На фиг.17 возвращаемый КА 51 показан на виде сверху в конфигурации, которую он принимает во время возращения. Сферический сегмент 164 монтажного устройства для установки полезной нагрузки обращен вперед и сопрягается с передним 165 корпусом оживальной формы, которая сопрягается с основным фюзеляжем 166. Закрывающая стенка 167 кормового фюзеляжа выполнена в виде теплозащитного экрана, который защищает внутренние системы при возвращении. Нижняя панель является теплозащитным экраном 168 для сопла ракетного двигателя 169. Крылья 170 имеют крутой стреловидный скос назад и снабжены элевонами 171 на задних кромках для аэродинамического управления тангажом и креном. Вертикальное хвостовое оперение 172 со скошенной ведущей кромкой смонтировано на конце каждого крыла 170. Двугранный угол скошенного вертикального хвостового оперения 172 выбран таким, чтобы максимально увеличить площади крыла 170 и хвостового оперения 172 и снизить до минимума объем в АКА 50, необходимый для транспортирования КА 51. Скошенное вертикальное хвостовое оперение 172 обеспечивает устойчивость курса, а рули 173 на задних кромках обеспечивают управление курсом. При полете на внеземных высотах управление осуществляется реактивной системой 174 управления тангажом и креном и реактивной системой 175 управления поворотом в горизонтальной плоскости. Внутреннее давление в корпусе аппарата за исключением топливной системы регулируется с помощью вентиляционных отверстий 176.

На фиг.18 возвращаемый КА 51 представлен на виде сбоку в конфигурации, которую он принимает при возвращении. Вспомогательное шасси 177 и основное шасси 178 показаны в выдвинутом положении, которое они занимают при передвижениях по земле и посадке. На чертеже КА 51 показан в положении стоянки на уровне 179 земли. Обтекатель 180 на боковых сторонах нижнего фюзеляжа 166 закрывает конструкцию крепления крыльев, механизмы раскрытия и запирания крыльев, основное шасси 178 и ролики 145 для установки в АКА 50. На переднем корпусе 165 показаны двигатели 174 и 175 реактивной системы пространственной ориентации и вентиляционное отверстие 176. Вентиляционное отверстие 176 имеется также в обтекателе 180. Кроме того, показаны обтекатель в виде сферического сегмента 164, закрывающая стенка 167, тепловой экран 168, ракетный двигатель 169, крыло 170, вертикальное хвостовое оперение 172 и руль 173.

На фиг.19, где возвращаемый КА 51 представлен на виде в перспективе сверху, видно, что компоненты 164, 165, 166 и 167 фюзеляжа имеют круглое поперечное сечение; виден также обтекатель 180. Кроме того, на чертеже видны крыло 170, элевон 171, вертикальные хвостовые оперения 172 с рулями 173, ракетный двигатель 169, тепловой экран 168, вентиляционные отверстия 176, двигатель 174 реактивной системы управления тангажом и креном и двигатель 175 реактивного управления поворотом в горизонтальной плоскости.

Фиг.20 условно изображает основные внутренние компоненты КА 51 на виде в перспективе сверху. Поворотная головка, образующая монтажную часть для установки полезной нагрузки и обтекатель в виде сферического сегмента 164, имеет петлевое крепление сверху и снизу и приводится приводными средствами 181 для поворота на 180. Двигатели 174 и 175 реактивной системы управления, баки 182 окислителя и топливные баки 183 расположены в переднем корпусе. Там же размещены вспомогательное шасси 177 и аккумуляторное устройство 184 его выдвижения, система 185 авиационной электроники и параметров окружающей среды и отрывной кабель 186 подсоединения полезной нагрузки. Вдоль центральной линии днища основного фюзеляжа 166 проходит системный трубопровод 187. Вдоль верхней центральной линии проходит топливный дренажный канал 188. Передняя часть основного фюзеляжа 166 образует топливный бак 189, а его задняя часть - бак 190 окислителя. Вдоль центральной линии проходит топливная линия 191 через бак 190 окислителя. Линия 192 подачи окислителя проходит от днища вогнутого шпангоута к центральному ракетному двигателю 169. Внутри кормовой закрывающей стенки размещены основные силовые установки с гидравлическими системами и электрогенераторами 193, гидравлические резервуары 194, аккумуляторные баки 196 для создания давления в баках ракетного топлива и дренажное отверстие 197 окислителя. В крыле 170 находятся исполнительные механизмы 198 управления полетом.

На фиг.21 КА 51 показан на виде в перспективе сверху в транспортном положении на борту АКА 50. Поворотная головка повернута вперед монтажной частью 199 для полезной нагрузки, крылья 170 со скошенным вертикальным хвостовым оперением 172 сложены вдоль фюзеляжа 166, открывая опорные ролики 145 для установки КА 51 в направляющих рельсах 144 АКА 50.

Фиг.22 условно изображает на виде в перспективе сверху механизм 200 раскрытия крыла 170 и запорный механизм 201 фиксации крыла. Механизм 200 раскрытия состоит из приводного коленчатого рычага 202 с линейным приводом и тяг 203 для выдвижения крыла 170. Запорный механизм 201 для фиксации крыла в раскрытом положении содержит одиночный двигатель 204 с приводными валами 205 для привода червячных передач 206 на каждой стороне от двигателя. От червячных передач в свою очередь приводятся передающие крутящий момент трубки 207, которые проходят к переднему и заднему лонжеронам крыльев 170, где направляемые конусные резьбовые штифты 208 запирают крылья и прижимают вниз уплотнения крыльев.

На фиг.23 показано в поперечном сечении крыло 170 в месте его соединения с лонжероном в сложенной позиции крыла. Верхний шарнир 209 служит в качестве поворотного петлевого соединения. Нижний шарнир содержит проушину 210 и вилку 211, в которых имеются совмещаемые конусные отверстия для конусных штифтов 208. Конусные штифты 208 запирают крыло в раскрытой позиции, отклоняют уплотнение 212 проема, выполненное из композитного материала с керамической матрицей, а также сжимают прижимное уплотнение 213. Уплотнения укреплены на фюзеляже 166, теплозащитных плитках 214 и теплозащитных плитках 215 крыльев 170.

На фиг.24 на виде в перспективе снаружи показана типовая нижняя поверхность, закрытая системой 216 тепловой защиты. Система тепловой защиты используется на носовой части в виде сферического сегмента 164, переднем корпусе 165, нижней части фюзеляжа 166, нижнем обтекателе 180 фюзеляжа, тепловом экране 168 ракетного сопла, нижних поверхностях и верхних ведущих кромках крыльев 170 и на обеих сторонах вертикального хвостового оперения КА 51. Покрытие 217 каркаса снабжено плитками 218 из керамической пены, соединенными между собой с помощью керамического клея. Наружная поверхность образована листами 219 покрытия из композитного материала с керамической матрицей. Листы перекрывают стыки 220 пенного заполнителя и также прикреплены керамическим клеем.

На фиг.25 возвращаемый орбитальный транспортный аппарат (ОТА) 52 показан на виде сверху в конфигурации, которую он принимает при возвращении. Передний фюзеляж состоит из четырех створок 221, которые закрывают монтажное устройство полезной нагрузки во время операций возвращения. Основной фюзеляж 222 содержит в себе баки ракетного топлива и подсистемы. Глухая стенка 223 кормового фюзеляжа является тепловым экраном, который защищает внутренние системы во время возвращения. Нижняя панель представляет собой тепловой экран 224 для сопла 225 ракетного двигателя. Имеется наружная ферма 226 для монтажа на возвращаемом КА 51. Крылья 227 выполнены с резким скосом назад и снабжены элевонами 228 на задних кромках для аэродинамического контроля тангажа и крена. Скошенное вертикальное хвостовое оперение 229 смонтировано на конце каждого крыла 227. Двугранный угол скошенного вертикального хвостового оперения 229 выбран таким, чтобы максимально увеличить площади крыла 227 и хвостового оперения 229 и снизить до минимума объем в КА 51, необходимый для транспортирования ОТА 52. Скошенное вертикальное хвостовое оперение 229 обеспечивает устойчивость курса, а рули 230 на задних кромках обеспечивают управление курсом. При полете на внеземных высотах управление осуществляется двигателями 231 реактивной системы управления тангажом и креном и двигателями 232 реактивной системы управления поворотом в горизонтальной плоскости. Внутреннее давление в корпусе аппарата за исключением топливной системы регулируется с помощью вентиляционных отверстий 233.

На фиг.26 возвращаемый ОТА 52 показан на виде сбоку в конфигурации, которую он принимает во время возращения. Вспомогательное шасси 234 и основное шасси 235 показаны в выдвинутом положении, которое они занимают при передвижениях по земле и посадке. На чертеже ОТА 52 показан в положении стоянки на уровне 236 земли. Обтекатель 237 на нижних сторонах фюзеляжа 222 закрывает конструкцию крепления крыльев, механизмы раскрытия и запирания крыльев и основное шасси 235. На передней части фюзеляжа 222 показаны двигатели 231 и 232 реактивной системы управления и вентиляционные отверстия 233, которые имеются также в обтекателе 237. Кроме того, показаны створки 221, закрывающие монтажное устройство полезной нагрузки, тепловой экран 223, ракетный двигатель 225, крыло 227, вертикальное хвостовое оперение 229 и руль 230.

На фиг.27, где возвращаемый ОТА 52 представлен на виде в перспективе сверху, видно, что фюзеляж 222, закрывающий тепловой экран 223 и нижний обтекатель 237 фюзеляжа, имеют круглое поперечное сечение. Кроме того, на чертеже видны крылья 227, элевоны 228, вертикальные хвостовые оперения 229 с рулями 230, ракетный двигатель 225, монтажная ферма 226, тепловой экран 224, вентиляционные отверстия 233, двигатели 231 реактивной системы управления тангажом и креном и двигатели 232 управления поворотом в горизонтальной плоскости. Система тепловой защиты и механизмы раскрытия и фиксации крыльев подобны аналогичным устройствам в возвращаемом КА 51.

Фиг.28 условно изображает основные внутренние компоненты ОТА 52 на виде в перспективе сверху. В переднем фюзеляже 22 размещены составной шланг 239 подсоединения полезной нагрузки, система 240 авиационной электроники и параметров среды, вспомогательное шасси 234 и аккумуляторное устройство 241 его выдвижения, баки 242 окислителя и топливные баки 238, двигатели 231 реактивной системы управления тангажом и креном и двигатели 232 реактивной системы управления поворотом в горизонтальной плоскости. Промежуточный фюзеляж 222 является топливным баком 244. Задний фюзеляж 222 является баком 247 окислителя. Внутри фюзеляжа 222 размещены трубопровод 253 систем, топливный дренажный канал 245, дренажный канал 248 окислителя, топливная линия 246 и линия 251 подачи окислителя. Внутри теплового экрана закрывающей стенки размещены основные силовые установки с гидравлическими системами и электрогенераторами 252, баки 243 ракетного топлива и аккумуляторные баки 249 для создания давления в баках ракетного топлива. В крыле находятся силовые устройства 250 управления полетом. В нижнем обтекателе 237 фюзеляжа размещено основное шасси 235. На чертеже показаны также ракетный двигатель 225 и монтажная ферма 226.

Фиг.29 изображает на виде в перспективе сверху возвращаемый КА 51, возвращаемый ОТА 52 и оболочку полезной нагрузки 53 в положении транспортирования, предназначенные для выполнения основной космической программы.

На фиг.30 представлен на виде сбоку возвращаемый ОТА 52 в положении транспортирования с полезной нагрузкой, присоединенной к монтажной конструкции 254, которая имеет форму усеченного конуса. Закрывающие двери 221 находятся в открытом положении.

Фиг.31 изображает на виде в перспективе сверху невозвращаемую вторую ступень 83. Эта ступень используется для запуска непосредственно на геосинхронную орбиту полезной нагрузки большой массы. В невозвращаемой второй ступени 83 те средства, которые обеспечивают возможность возвращения в КА 51, а также объем и тоннаж используются для обеспечения дополнительного количества ракетного топлива на единицу массы с целью повышения рабочих характеристик. Ступень 83 имеет поверхность 255 стыка для крепления невозвращаемой третьей ступени 82 и опорные ролики 256 для установки внутри АКА 50.

Фиг.32 изображает на виде в перспективе сверху невозвращаемую третью ступень 82. Эта ступень также используется для запуска непосредственно на геосинхронную орбиту полезной нагрузки большой массы. В невозвращаемой третьей ступени 82 те средства, которые обеспечивают возможность возвращения в ОТА 52, а также объем и тоннаж используются для обеспечения дополнительного количества ракетного топлива на единицу массы с целью повышения рабочих характеристик. Ступень 82 имеет стыковочную поверхность 257, которая углублена внутрь тороидального топливного бака 258 и находится перед чечевицеобразным баком 259 окислителя.

Фиг.33 изображает на виде в перспективе сверху сзади невозвращаемую четвертую ступень 81. Эта ступень используется в комплексе с возвращаемым КА 51 и возвращаемым ОТА 52 для запуска полезной нагрузки небольшой массы на межпланетную трассу. Невозвращаемая четвертая ступень 81 содержит ракетный ускоритель 260 на твердом топливе и промежуточную ступень 261.

На фиг.34 показан на виде в перспективе сверху пример выполнения АКА 50 в виде пилотируемого человеком гиперзвукового транспортного средства 262 с дополнительным модулем 263 для пилотов. Створки 264 грузового отсека выполнены в соответствии с конфигурацией транспортируемого груза. Система вспомогательных ракетных ускорителей демонтирована, хвостовая часть закрыта обтекателем 265, а система емкостей окислителя преобразована в топливную. Основная конструкция и оснащение, эжекторная прямоточная воздушно-реактивная тяга и подсистемы по существу остаются теми же, что и в АКА 50.

Для специалиста в данной области понятно, что при осуществлении изобретения возможны различные изменения и модификации, не выходящие за пределы объема защиты, который определен в пунктах формулы изобретения.