СНАБЖЕННЫЙ КРЫЛЬЯМИ КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ

Область техники

Настоящее изобретение относится к крылатому космическому аппарату, который преобразуется при возвращении из космоса в устойчивую плохообтекаемую конфигурацию и затем вновь возвращается в нормальную аэродинамическую конфигурацию для посадки на взлетно-посадочную полосу. Изобретение предназначено преимущественно для суборбитального космического аппарата, но оно может быть применимо и для корабля, совершающего орбитальный полет.

Предшествующий уровень техники

Возвращение в плотные слои атмосферы возвращаемого космического аппарата является критической фазой полета вследствие высоких структурных и термических нагрузок. Современный космический аппарат с горизонтальной посадкой, предназначенный для посадки на взлетно-посадочную полосу, требует трехкоординатного управления и большей подъемной силы по сравнению с известными космическими аппаратами с затупленным корпусом (капсулы Меркурий, Джемени), которые при приземлении снижались на парашюте.

Краткое изложение существа изобретения

Согласно изобретению предложен космический аппарат, имеющий фюзеляж, а также правое и левое крылья с шарнирно закрепленными хвостовыми секциями, несущими хвостовые балки с вертикальным и горизонтальным оперением, имеющим рули и элероны. Подъемная система, расположенная между фюзеляжем и этими секциями, обеспечивает перевод секций и хвостовых балок из нормальной аэродинамической конфигурации в конфигурацию с высоким аэродинамическим сопротивлением для стабильного и управляемого возвращения в плотные слои атмосферы.

Краткое описание чертежей

Изобретение поясняется описанием предпочтительных вариантов его воплощения со ссылками на сопровождающие чертежи, где согласно изобретению:

фиг.1 изображает вид сбоку суборбитального космического аппарата, конфигурированного для посадки;

фиг.2 - вид спереди космического аппарата с убранным шасси;

фиг.3 - вид сверху космического аппарата;

фиг.4 - вид сбоку аппарата, реконфигурированного для возвращения в плотные слои атмосферы;

фиг.5 - общий вид сверху спереди реконфигурированного космического аппарата;

фиг.6 - общий вид сверху и сзади реконфигурированного космического аппарата;

фиг.7 - общий вид с частичным вырезом подъемной системы космического аппарата для подъема хвостовых секций крыльев и хвостовых балок;

фиг.8 - общий, более подробный вид подъемной системы;

фиг.9 - вид сбоку части подъемной системы на правой хвостовой секции крыла.

Подробное описание предпочтительного варианта воплощения изобретения

На фиг.1-3 показан суборбитальный космический аппарат 10 для ракетного полета в космос, для полета на дозвуковой скорости после возвращения в плотные слои атмосферы и для посадки. Космический аппарат показан на фиг.1 с задним шасси 11 и носовым полозковым шасси 12 в выпущенном положении для посадки, но на других чертежах эти элементы не показаны.

Космический аппарат содержит фюзеляж 13 с пилотской кабиной 14 на переднем конце. Хвостовая часть 15 фюзеляжа содержит и несет ракетный двигатель на гибридном топливе, хвостовое сопло 16 которого показано на чертежах. Крыло 17 имеет правую и левую передние секции 19 и 20, прикрепленные к фюзеляжу, и хвостовые правую и левую секции 21 и 22, которые соединены друг с другом и могут подниматься вверх вокруг линии 23 шарнирного поворота. Хвостовые секции 21 и 22 составляют около одной трети суммарной ширины или хорды крыла. К внешним концам хвостовых секций крыльев жестко прикреплены проходящие назад правая и левая хвостовые балки 24 и 25.

От внешних сторон каждой балки выступают наружу жестко прикрепленные к ним стабилизаторы хвостового оперения 27 с силовым приводом, каждое из которых несет шарнирно установленные элероны 28, которые могут независимо перемещаться пилотом для управления по осям тангажа и крена. К задним концам вертикальных хвостов на хвостовых балках с возможностью шарнирного движения установлены рули 29 для управления по курсу полета. Эта конфигурация обеспечивает хорошую устойчивость и управляемость при полете в атмосфере, и возможен достаточный диапазон подъема и планирования с трехкоординатным управлением для выравнивания и посадки.

Перед возвращением в плотные слои атмосферы из космического полета космический аппарат реконфигурируют (приводами, описанными ниже) в плохообтекаемую конфигурацию, в которой хвостовые секции крыльев и хвостовые балки перемещаются или наклоняются вокруг линии 23 шарнира. Это плохообтекаемое положение, показанное на фиг.4-6, называют "флюгерной" конфигурацией, в которой существует большой угол установки секций, составляющий около 65 градусов относительно нормально конфигурированного "нефлюгерного" крыла.

На фиг.7-9 показана подъемная система 32 для подъема и опускания хвостовых секций крыльев и хвостовых балок между флюгерным и нефлюгерным положениями. Система включает два пневматических привода 33 с цилиндрами 34 и подвижными поршнями 35. Нижний конец каждого цилиндра шарнирно прикреплен к кронштейну 36, который жестко прикреплен к фюзеляжу космического аппарата. Концы 37 поршней 35 шарнирно прикреплены к кронштейнам 38, жестко установленным на внутренних поверхностях 39 хвостовых секций крыльев. Приводы приводятся в действие цилиндром со сжатым воздухом (не показан), установленным в космическом аппарате.

Управляемая пилотом подача давления в приводы 33 перемещает хвостовые секции крыльев и хвостовые балки вверх и вниз. Для предотвращения непреднамеренного перемещения этих хвостовых частей космического аппарата и для снятия нагрузки с приводов 33 в течение нефлюгерного полета применена система 40 блокирования. Система 40 имеет пару из правого и левого пневматических приводов 41 с цилиндрами 42, нижние концы которых шарнирно прикреплены к кронштейнам 36. Из цилиндров 42 выступают поршни 43, концы которых шарнирно соединены с проходящими назад соединениями 44, соединенными жесткой поперечной балкой 45. Поперечная балка, в свою очередь, с возможностью вращения удерживается правым и левым кронштейнами 46, прикрепленными к фюзеляжу космического аппарата. С внешней стороны от каждого соединения 44 размещены проходящие вверх блокирующие элементы 48, прикрепленные к поперечной балке 45, причем каждый блокирующий элемент имеет проходящий вперед конец 49, входящий в зацепление с сопрягаемым с ним пальцем 50, прикрепленным к внутренней хвостовой кромке каждой хвостовой секции крыла, когда космический аппарат находится в нефлюгерной конфигурации.

Для разблокирования хвостовых секций крыльев в приводы 41 подают давление для втягивания поршней 43 и выведения их из выдвинутого положения, в результате чего поперечная балка 45 вращается и перемещает концы 49 блокирующих элементов назад, выводя их из зацепления с пальцами в разблокированное положение. Приведение в действие цилиндров 34 будет осуществлять перемещение хвостовых секций крыльев в поднятое флюгерное положение. Когда секции крыльев убраны после возвращения в плотные слои атмосферы, в приводы 41 вновь подается давление для выдвижения поршней 43 для повторного блокирования блокирующей системой.

Когда космический аппарат возвратился в плотные слои атмосферы во флюгерной конфигурации, корабль подобно волану будет стремиться занять и сохранить устойчивое положение по тангажу и крену при любых скоростях. Угол атаки в этом положении очень большой, его расчетная величина составляет около 54 градусов на сверхзвуковых скоростях в пределах М=3 и около 64 градусов на дозвуковых скоростях. Это приводит к необходимому высокому аэродинамическому сопротивлению, при этом сопротивление превышает подъемную силу приблизительно в два раза при низких конструкционных и термических нагрузках. Курсом космического аппарата можно также управлять в ходе возвращения в плотные слои атмосферы для коррекции направления вектора подъемной силы для коррекции траектории. Стрелкой 4 показан типичный вектор скорости космического аппарата при возвращении в плотные слои атмосферы.

После возвращения в плотные слои атмосферы, когда космический аппарат замедляется до дозвуковой скорости, его реконфигурируют в нефлюгерное состояние с коэффициентом планирования от семи до восьми. Например, если космический аппарат переводят в нефлюгерную конфигурацию на высоте около 16000 м, он может планировать к необходимому месту посадки на горизонтальное расстояние, превышающее 90 км. Когда трехкоординатное управление восстановлено, аппарат может быть легко повернут и выровнен для посадки на горизонтальную взлетно-посадочную полосу.