комплекс для вывода в космос полезного груза

Формула изобретения

1. Комплекс для вывода в космос полезного груза, представляющий собой сверхзвуковой космический корабль (1), закрепленный на верхней поверхности летательного аппарата (2), являющийся носителем указанного полезного груза и выполненный с возможностью запуска с земли на летательном аппарате (2), для последующего самостоятельного вывода указанного полезного груза на заданную траекторию, причем указанный комплекс снабжен средствами разделения корабля (1) и летательного аппарата (2), отличающийся тем, что

указанный комплекс содержит средства (24, 25, 26) измерения физических параметров, используемых при оценке надежности этапа разделения корабля (1) и летательного аппарата (2), и средства (20) оценки надежности указанного этапа, служащие для выдачи разрешения или запрета на приведение в действие указанных средств разделения;

указанный комплекс содержит опорную конструкцию (3) для крепления корабля (1) на верхней поверхности летательного аппарата (2), при этом указанная конструкция содержит

средства регулировки угла ( ) наклона корабля (1), представляющие собой две тяги (15 ₁, 15₂) с изменяемой длиной, являющиеся составной частью опорной конструкции (3), и

средства поддержки тяг (15₁, 15₂) в плоскости, перпендикулярной к продольной оси летательного аппарата, независимо от угла ( ) наклона корабля (1).

2. Комплекс по п.1, отличающийся тем, что средства (24, 25) измерения выполнены с возможностью представления результатов измерения инерционных и аэродинамических характеристик, связанных с работой комплекса.

3. Комплекс по п.2, отличающийся тем, что средства (26) измерения выполнены с возможностью измерения и передачи данных об усилиях, приложенных к опорной конструкции (3).

4. Комплекс по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что указанные средства регулировки размещены между кораблем (1) и летательным аппаратом (2) перед центром тяжести (4) корабля с целью обеспечения поворота корабля (1) вокруг оси, перпендикулярной к его продольной плоскости (X) симметрии и находящейся в поперечной плоскости (В), проходящей через его центр тяжести (4).

5. Комплекс по п.4, отличающийся тем, что указанная ось определяется осями (8₁ , 8₂) средств шарнирного крепления, установленных между кораблем (1) и балками (5₁, 5 ₂), которые являются составной частью указанной опорной конструкции и размещены практически напротив указанного центра тяжести.

6. Комплекс по п.5, отличающийся тем, что опорная конструкция (3) содержит подкосы (9₁, 9 ₂; 10₁, 10₂ ) для распределения усилий, воздействующих на балки (5 ₁, 5₂).

7. Комплекс по любому из пп.1-3, 5 или 6, отличающийся тем, что указанные средства оценки содержат ЭВМ (20), в которую поступают результаты указанных измерений физических параметров и команды (21) от экипажа летательного аппарата, при этом указанная ЭВМ выполнена с возможностью вырабатывать и передавать команды (22) для управления средствами разделения и команды (23) для управления средствами регулирования угла ( ) наклона корабля (1).

8. Комплекс по любому из пп.1-3, 5 или 6, отличающийся тем, что указанные средства разделения представляют собой средства пиротехнического типа, размещенные между кораблем (1) и опорной конструкцией (3).

Описание изобретения к патенту

Настоящее изобретение относится к комплексу для вывода в космос полезного груза, представляющему собой сверхзвуковой космический корабль, являющийся носителем такого груза и выполненный с возможностью запуска с земли на летательном аппарате для последующего самостоятельного вывода полезного груза на заданную траекторию, причем указанный комплекс снабжен средствами разделения корабля и летательного аппарата.

Такие комплексы уже известны, в частности один из них описан в статье "Демонстратор VEHRA", опубликованной в мае 1999 г. в номере 44 журнала "News from Prospace", который издается французской компанией PROSPACE.

Основу этого комплекса составляет космический корабль VEHRA (по начальным буквам французских слов "бортовой сверхзвуковой корабль многократного использования"), разработанный фирмой-заявителем в целях снижения стоимости вывода спутника на низкую орбиту.

Этот корабль устанавливается на верхней поверхности фюзеляжа тяжелого транспортного самолета типа Аэробус-300, который предназначен для его транспортировки на высоту порядка 10 км, где корабль отделяется от самолета и выходит на суборбитальную траекторию под действием тяги, создаваемой его двигателем. Корабль набирает высоту 100-120 км со скоростью Маха от 8 до 12. После выключения двигателя полезный груз покидает один из отсеков корабля, выходя на заданную орбиту.

Что касается корабля, то он возвращается в атмосферу на сверхзвуковой скорости и приземляется, после чего его можно использовать для следующих полетов. Такой подход позволяет осуществить экономичный запуск небольшого спутника весом порядка 250 кг, который при необходимости может иметь сгораемую ступень, на низкую орбиту (высотой порядка 100-200 км).

Совершенно очевидно, что наиболее сложным этапом описанного выше полета является этап отделения корабля от летательного аппарата. При этом необходимо тщательно следить за траекторией движения каждого из них после разделения с целью предотвратить их возможное столкновение. Целью изобретения как раз и является обеспечение максимально надежного разделения корабля и летательного аппарата.

Указанная цель, а также другие цели изобретения, раскрытые в нижеследующем описании, достигаются путем создания комплекса типа описанного во вводной части, который отличается тем, что содержит средства измерения физических параметров, используемых при оценке надежности этапа разделения корабля и летательного аппарата, и средства оценки надежности указанного этапа для выдачи разрешения или запрета на приведение в действие средств разделения.

В соответствии с другими признаками комплекса согласно изобретению,

- указанные средства измерения выполнены с возможностью представления результатов измерения инерционных и аэродинамических характеристик, связанных с работой комплекса;

- комплекс содержит опорную конструкцию для крепления корабля на верхней поверхности летательного аппарата, причем указанные средства измерения выполнены с возможностью представления результатов измерения усилий, приложенных к указанной опорной конструкции;

- указанная опорная конструкция содержит средства регулировки угла наклона корабля;

- указанные средства регулировки представляют собой две тяги с изменяемой длиной, являющиеся составной частью указанной опорной конструкции и размещенные между указанным кораблем и указанным летательным аппаратом перед центром тяжести корабля с целью обеспечения поворота указанного корабля вокруг оси, перпендикулярной к его продольной плоскости симметрии и находящейся в поперечной плоскости, проходящей через его центр тяжести;

- указанная ось определяется осями средств шарнирного крепления, установленных между кораблем и балками, которые являются составной частью указанной опорной конструкции и размещены практически напротив указанного центра тяжести;

- указанная опорная конструкция содержит подкосы для распределения усилий, воздействующих на балки;

- указанная опорная конструкция содержит скользящую опору и средства поддержки тяг в плоскости, перпендикулярной к продольной оси летательного аппарата, независимо от угла наклона корабля;

- указанная опорная конструкция содержит средства поддержки указанных тяг в плоскости, перпендикулярной к продольной оси летательного аппарата, независимо от угла наклона корабля.

- указанные средства оценки содержат ЭВМ, в которую поступают результаты указанных измерений физических параметров и команды от экипажа летательного аппарата, при этом указанная ЭВМ выполнена с возможностью вырабатывать и передавать команды для управления средствами разделения и команды для управления средствами регулирования угла наклона корабля;

- указанные средства разделения представляют собой средства пиротехнического типа, размещенные между кораблем и опорной конструкцией.

Остальные признаки и преимущества изобретения явствуют из нижеследующего описания в сочетании с приложенными чертежами, на которых:

- фиг.1 представляет собой схематическое изображение комплекса согласно изобретению на частичном виде сбоку;

- фиг.2 представляет собой детальный вид опорной конструкции для крепления корабля на летательном аппарате в рамках комплекса согласно фиг.1;

- фиг.3А-3С представляют собой виды комплекса по фиг.1 в разрезе по линиям, соответственно, А, В и С;

- фиг.4 представляет собой блок-схему, иллюстрирующую взаимодействие средств измерения, оценки надежности и управления, являющихся составными частями комплекса согласно изобретению.

На фиг.1 показан космический корабль 1 типа VEHRA, установленный на верхней поверхности летательного аппарата (например, тяжелого транспортного самолета) 2 с помощью опорной конструкции, обозначенной общей позицией 3.

При рассмотрении этого чертежа, а также детального вида фиг.2 и поперечных разрезов фиг.3А-3С видно, что указанная опорная конструкция 3 содержит закрепленные прямо под центром тяжести 4 корабля 1 две балки 5₁ и 5 ₂, расположенные симметрично и параллельно по обе стороны от плоскости X симметрии комплекса между накладками 6 ₁ и 6₂, соответственно, закрепленными на центральной усиливающей детали 7 летательного аппарата, и коаксиальными осями, 8₁ и 8 ₂ соответственно, образующими средства шарнирного крепления, вокруг которых может, как будет показано ниже, поворачиваться корабль 1.

Балки 5₁, 5 ₂ усилены с помощью двух пар подкосов 9 ₁, 9₂ (фиг.3В) и 10 ₁, 10₂ (фиг.3С). Как видно на чертеже, подкосы 9₁, 9₂ установлены в виде V-образной конструкции между осями 8₁ , 8₂ и усиливающей деталью 7, а подкосы 10₁, 10₂ установлены параллельно плоскости X симметрии комплекса между осями, соответственно, 8₁, 8₂ и задней усиливающей деталью 11 летательного аппарата, снабженной накладками, соответственно, 12₁, 12₂, которые служат опорами для этих подкосов.

На фиг.3В и 3С можно также видеть, что космический корабль 1 имеет неподвижные элероны 13₁, 13₂, а на фиг.1 показано, что он снабжен ракетным двигателем 14 для обеспечения его свободного полета (эти органы рассмотрены более детально в цитированной выше статье). Кроме того, корабль 1 имеет аэродинамические рули (не показаны).

Спереди от своего центра тяжести 4 корабль 1 поддерживается двумя тягами 15₁ , 15₂, установленными, как показано на фиг.3А, в виде -образной конструкции между общей скользящей опорой 16, расположенной в осевой плоскости Х симметрии корабля, и двумя накладками 17₁, 17₂ , которые симметрично размещены на усиливающей детали 18 летательного аппарата.

В соответствии с одним из признаков изобретения, тяги 15₁, 15₂ имеют изменяемую длину. Легко видеть, что, изменяя длину этих тяг, можно обеспечивать поворот корабля на осях 8₁ , 8₂, при этом будет изменяться и угол наклона корабля, как показано пунктиром на фиг.1 (этот угол измеряют относительно направления продольной оси летательного аппарата). Ниже будут описаны различные примеры применения указанных средств регулировки угла наклона корабля.

Тяги 15 ₁, 15₂ могут быть выполнены, например (но совсем не обязательно), в виде винтовых домкратов, в частности, винтовых домкратов на шаровых опорах.

Целесообразно, чтобы скользящая опора 16 была механически связана со средствами (не показаны), обеспечивающими возможность ее перемещения в направлении по двухсторонней стрелке F (фиг.2), с целью удержания тяг 15 ₁, 15₂ в поперечной плоскости, определяемой линией А, при изменении их длины. Благодаря этой мере предотвращается воздействие на тяги моментов, обусловленных нависанием корабля над летательным аппаратом.

Перейдем теперь к рассмотрению блок-схемы фиг.4, иллюстрирующей средства оценки надежности этапа разделения космического корабля и летательного аппарата. Целесообразно, чтобы это разделение достигалось посредством приведения в действие специальных пиротехнических средств (не показаны), которые располагают между кораблем и опорной конструкцией 3, вблизи от опоры 16 и осей 8₁, 8₂.

Как видно на схеме, средства оценки содержат ЭВМ, которая находится в интерактивной связи с командами 21, поступающими от экипажа летательного аппарата 2, и избирательно вырабатывает и передает, с одной стороны, команды 22 на приведение в действие пиротехнических средств разделения и, с другой стороны, команды 23 на изменение длины передних тяг 15₁, 15 ₂ для регулирования угла наклона.

Согласно изобретению на ЭВМ поступают также результаты измерения физических параметров от средств измерения 24, 25 и 26.

В средствах 24 объединены средства измерения "инерционных" характеристик комплекса корабль-летательный аппарат, а именно угла крена, угла тангажа, угла курса и трех компонент J_x, J _y, J_z ускорения комплекса.

В средствах 25 объединены средства измерения "аэродинамических" характеристик: угла наклона летательного аппарата, а также статического и динамического давлений, действующих на летательный аппарат и на корабль.

В средствах 26 объединены измерения, относящиеся к усилиям, действию которых подвергаются различные элементы опорной конструкции - тяги, балки и подкосы.

Работа комплекса согласно изобретению происходит следующим образом. После того как летательный аппарат 2 взлетит вместе с кораблем VEHRA, закрепленным на его верхней поверхности с помощью опорной конструкции 3, он достигает заданной высоты, которая равна, например, 10 км. В этот момент корабль 1 должен отделиться от летательного аппарата, после чего он самостоятельно продолжает движение, неся размещенный на нем полезный груз, например искусственный спутник, который должен быть выведен на низкую геоцентрическую орбиту, после чего корабль возвращается со сверхзвуковой скоростью сквозь атмосферу на землю и приземляется в режиме автопилота, а затем, как сказано выше, его можно вновь использовать для последующих полетов.

В течение заданного отрезка времени экипаж летательного аппарата должен подать на пиротехнические средства команды 22 на запуск операции разделения космического корабля и летательного аппарата. В порядке подготовки к этому ответственному этапу полета ЭВМ 20 осуществляет непрерывное наблюдение за изменением параметров, результаты измерения которых выдают средства измерения 24, 25 и 26, с целью оценки надежности предстоящего выполнения этого этапа полета. В процессе этого наблюдения ЭВМ может, например, следить за тем, чтобы результаты каждого из выполняемых измерений оставались в некотором диапазоне значений, совместимом с поставленной задачей, то есть обеспечением надежного разделения корабля и летательного аппарата, при активизации пиротехнических средств.

Для этого ЭВМ 20 программируется таким образом, чтобы она обеспечивала создание нужного режима разделения комплекса корабль-летательный аппарат, меняя угол наклона корабля посредством выдачи соответствующей команды 23 на регулировку передних тяг 15₁, 15 ₂, в результате чего угол устанавливается на величину, которая обеспечивает приведение комплекса в состояние надежного разделения путем изменения аэродинамических режимов полета, которые измеряются средствами 25.

Благодаря этому указанная команда будет активизирована, с высокой степенью надежности, только тогда, когда на космический корабль воздействуют аэродинамические силы, достаточные для того, чтобы корабль 1 отделился от летательного аппарата 2 с уходом от траектории движения последнего.

Если в течение отрезка времени, выделенного для выполнения операции разделения, будут одновременно созданы все необходимые для этого условия, ЭВМ 20 информирует об этом экипаж, который получает тем самым разрешение выдать команду на приведение в действие пиротехнических средств разделения.

В противном случае ЭВМ 20 посылает запрет на выдачу такой команды, которая, как показано на фиг.4, должна проходить через эту ЭВМ.

Если указанный запрет действует вплоть до окончания отрезка времени, выделенного для выполнения операции разделения, комплекс корабль-летательный аппарат возвращается на землю. В ходе этого обратного полета ЭВМ 20 может также менять угол наклона корабля, оптимизируя аэродинамические режимы обратного полета, например, путем уменьшения лобового сопротивления комплекса с целью экономии горючего.

То же происходит и в случае отмены запуска из-за неблагоприятных атмосферных условий или каких-либо технических проблем.

Кроме этого, регулирование угла позволяет оптимизировать полет комплекса от аэродрома отправления до набора высоты, на которой корабль должен самостоятельно выйти в космос, либо при транспортировке корабля VEHRA на какой-либо другой аэродром для проведения техобслуживания или размещения полезного груза и т.п.

Из сказанного можно сделать вывод, что изобретение действительно обеспечивает повышение надежности выполнения ответственного этапа разделения, являющегося частью операции запуска в космос, типа описанной во вводной части описания изобретения.

Указанный этап разделения имеет место, как правило, на высоте 10 км при скорости Маха 0,7. Используемые пиротехнические средства выполняются с достаточной избыточностью с целью еще большего увеличения надежности выполнения этой операции. После разделения освободившийся корабль, аэродинамические рули которого заблокированы, удаляется от летательного аппарата-носителя, двигаясь с углом наклона 15-20°.

После того как корабль 1 отойдет от летательного аппарата 2 на заданное безопасное расстояние, приводятся в действие его аэродинамические рули, а через несколько секунд свободного полета и тяговый двигатель 14.

Благодаря введению в опорную конструкцию корабля VEHRA средств регулировки его угла наклона легко достигается не только поставленная цель повышения надежности разделения, но и иные различные преимущества на других этапах полета, как предшествующих выводу полезного груза, так и следующих за отменой вывода груза.

Предлагаемое изобретение не ограничивается, разумеется, вариантом выполнения, который описан выше и проиллюстрирован на чертежах лишь в качестве одного из возможных примеров. Так, например, комплекс согласно изобретению может содержать опорную конструкцию, снабженную средствами регулировки угла наклона космического корабля, которые не будут связаны со средствами для выдачи разрешения или запрета на приведение в действие средств разделения корабля и летательного аппарата.