RU2529121C2

RU2529121C2 - Two-stage aerospace system (versions)

Info

Publication number: RU2529121C2
Application number: RU2012144138/11A
Authority: RU
Inventors: Виктор Степанович Ермоленко
Original assignee: Виктор Степанович Ермоленко
Priority date: 2012-10-16
Filing date: 2012-10-16
Publication date: 2014-09-27
Also published as: RU2012144138A

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to shuttle space systems, particularly, to longitudinal-configuration space system of horizontal takeoff. Proposed system comprises first stage and second stage with wings, air breathers being arranged at first stage. Said first and second stages are arranged one after another. Airframe of second stage is arranged in first stage midship. Wing at first or both stages features variable sweep. Tail plane can be arranged at first and second stages. Note here that second stage tail plane operates as canard configuration when centre of gravity is located behind it and as tail plane configuration when it is located ahead it at position with optimum angle of attack when centre of gravity is aligned therewith. All tail plane and wings feature positive angle of attack to develop lift.

EFFECT: aerodynamic control of the entire system at takeoff, separate control at landing, increased payload.

4 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к многоразовым космическим системам.The invention relates to reusable space systems.

Известны подобные системы, см., например, «Битва за звезды», Первушин Антон, М., 2004, стр.203 или пат. RU 2087389. Их условно можно разделить на вертикально взлетающие и горизонтально взлетающие. И те и другие имеют свои преимущества и недостатки. Горизонтально взлетающие системы имеют те преимущества, что не требуют специального оборудования для старта, взлетают и приземляются на обычные аэродромы, не требуют мощных турбореактивных, двухконтурных или прямоточных воздушно-еактивных двигателей (далее ТРД, ДТРД и ПВРД) и от места изготовления до места старта могут долететь самостоятельно.Similar systems are known, see, for example, “The Battle for the Stars”, Anton Pervushin, M., 2004, p. 203 or Pat. RU 2087389. They can conditionally be divided into vertically soaring and horizontally soaring. Both of them have their advantages and disadvantages. Horizontally take-off systems have the advantages that they do not require special equipment for launch, take off and land on conventional aerodromes, and do not require powerful turbojet, double-circuit or ramjet engines (hereinafter referred to as turbojet engines, turbojet engines and ramjet engines) and can fly by yourself.

Все известные горизонтально взлетающие системы были построены по параллельной схеме, которая имеет существенный недостаток, - примерно вдвое повышенное аэродинамическое сопротивление на атмосферном участке полета из-за наличия в потоке двух параллельных фюзеляжей и интерференции между ними на сверхзвуковых скоростях. Или же горизонтально взлетающие системы были построены по контейнерной схеме, являющейся разновидностью параллельной, когда космическая часть системы (далее «вторая ступень») полностью или частично располагалась внутри раскрывающегося отсека атмосферного аппарата (далее «первая ступень»), что также, как и в параллельной схеме, повышает аэродинамическое сопротивление атмосферного аппарата, снижает его прочность и надежность, увеличивает его массу.All known horizontal take-off systems were built according to a parallel scheme, which has a significant drawback - approximately twice as high aerodynamic drag in the atmospheric portion of the flight due to the presence of two parallel fuselages in the stream and interference between them at supersonic speeds. Or horizontally take-off systems were built according to the container scheme, which is a kind of parallel, when the space part of the system (hereinafter “the second stage”) was completely or partially located inside the opening compartment of the atmospheric device (hereinafter “the first stage”), which is the same as in the parallel scheme, increases the aerodynamic resistance of the atmospheric apparatus, reduces its strength and reliability, increases its mass.

Невозможность применения на горизонтально взлетающей аэрокосмической системе гораздо более аэродинамически целесообразной продольной схемы объяснятся тем, что в процессе полета топливо расходуется только из первой ступени аэрокосмической системы, и поэтому при применении последовательной схемы аэрокосмической системы, когда вторая ступень находится впереди и в миделе первой ступени, центровка нарушилась бы настолько, что аэродинамическое управление аппаратом на атмосферном участке полета стало бы невозможным или стало бы невозможным управление первой и второй ступенью порознь на спускаемом участке траектории.The impossibility of using a much more aerodynamically appropriate longitudinal scheme on a horizontally taking off aerospace system is explained by the fact that during the flight fuel is consumed only from the first stage of the aerospace system, and therefore, when applying a sequential scheme of the aerospace system, when the second stage is in front and in the middle of the first stage, centering would be so disturbed that aerodynamic control of the device in the atmospheric portion of the flight would become impossible or impossible control the first and second steps separately on the descent section of the trajectory.

Задача и технический результат изобретения - использование преимуществ аэрокосмической системы горизонтального взлета продольной компоновки и устранение ее недостатков, то есть возможность аэродинамического управления всей системой на взлете и управление порознь обеими ступенями при их посадке на землю. Конечный результат - больший процент выводимой на орбиту массы от стартовой массы всей системы.The objective and technical result of the invention is the use of the advantages of the aerospace horizontal take-off system of the longitudinal layout and the elimination of its disadvantages, that is, the possibility of aerodynamic control of the entire system on take-off and separate control of both steps when they land on the ground. The end result is a larger percentage of the mass put into orbit of the starting mass of the entire system.

ВАРИАНТ 1. Данная аэрокосмическая система содержит первую и вторую ступень, имеющие крылья, и имеет воздушно-реактивные (ТРД, ДТРД, ПВРД) двигатели на первой ступени, причем первая и вторая ступени соединены последовательно, то есть фюзеляж второй ступени находится в миделе первой ступени.OPTION 1. This aerospace system contains the first and second stage, having wings, and has air-reactive (turbojet engines, diesel engines, ramjet) engines in the first stage, and the first and second stages are connected in series, that is, the fuselage of the second stage is in the middle of the first stage .

Как указывалась выше, это позволит минимизировать аэродинамическое сопротивление, позволит придать второй ступени гиперзвуковую скорость и вывести ее на большую высоту прежде, чем произойдет разделение ступеней.As indicated above, this will minimize aerodynamic drag, allow the second stage to be given hypersonic speed, and bring it to a high altitude before the separation of the stages occurs.

ВАРИАНТ 2. Но, чтобы иметь возможность устойчивого полета и аэродинамического управления на атмосферном участке полета, данная система имеет на первой ступени крыло изменяемой стреловидности. Это позволит изменять в широких пределах положение аэродинамического фокуса всей системы по мере расходования топлива из первой ступени.OPTION 2. But, in order to be able to stable flight and aerodynamic control in the atmospheric portion of the flight, this system has a variable sweep wing at the first stage. This will allow you to widely change the position of the aerodynamic focus of the entire system as fuel is consumed from the first stage.

Причем следует иметь ввиду, что центр масс системы по мере расходования топлива из первой ступени сдвигается вперед. Поэтому для сохранения допустимого диапазона центровок и для оптимизации аэродинамического качества на взлетном и гиперзвуковом режимах полета желательно применить крыло обратной стреловидности. Точнее - крыло на взлетном режиме, когда баки первой ступени еще полные, должно быть прямым или иметь небольшую прямую стреловидность, а на гиперзвуковом режиме, когда центр масс значительно сместился вперед, крыло должно иметь обратную стреловидность (современные материалы позволяют достичь нужной прочности и жесткости). Если попытаться на больших скоростях увеличить прямую стреловидность крыла, то аэродинамический фокус, наоборот, сместится назад и аэродинамическое управление системой станет невозможным.Moreover, it should be borne in mind that the center of mass of the system moves forward as fuel is consumed from the first stage. Therefore, in order to maintain an acceptable range of alignments and to optimize aerodynamic quality in take-off and hypersonic flight modes, it is desirable to use a reverse sweep wing. More precisely, the wing in take-off mode, when the tanks of the first stage are still full, should be straight or have a small straight sweep, and in hypersonic mode, when the center of mass is significantly shifted forward, the wing should have the opposite sweep (modern materials allow you to achieve the desired strength and stiffness) . If you try to increase the direct sweep of the wing at high speeds, then the aerodynamic focus, on the contrary, will shift back and aerodynamic control of the system will become impossible.

Хотя возможен вариант, когда крыло на взлетном режиме имеет большую прямую стреловидность, то есть заднее расположение аэродинамического фокуса, а на больших скоростях будет иметь меньшую прямую стреловидность или даже иметь прямую переднюю кромку. Это увеличит скорость отрыва и возможно потребует применения предкрылков, но при применении соответствующих сверхзвуковых аэродинамических профилей крыла (малой относительной толщины с острой передней кромкой) это позволит достичь большего потолка, нежели со стреловидным крылом прямой стреловидности или с треугольным крылом.Although it is possible that the wing in the takeoff mode has a large direct sweep, that is, the rear location of the aerodynamic focus, and at high speeds it will have less direct sweep or even have a straight leading edge. This will increase the separation rate and possibly require the use of slats, but with the use of appropriate supersonic aerodynamic wing profiles (small relative thickness with a sharp leading edge), this will allow for a greater ceiling than with a swept wing with a direct sweep or with a triangular wing.

Следует отметить, то крыло изменяемой стреловидности хорошо известно в авиации и применяется для снижения аэродинамического сопротивления на трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях и смещение аэродинамического фокуса там считается вредным явлением. Однако те же самые технические решения могут обеспечить в данном случае другой технический результат - обеспечение продольной устойчивости при значительном изменении центровки летательного аппарата. Причем, согласно Регламенту п.24.5.3.2.(последний абзац), а именно «Изобретение признается… если… совпадающие решения выявлены, но не подтверждена известность влияния этих отличительных признаков на указанный заявителем технический результат” это решение патентоспособно. Технический результат в данном случае совершенно другой, впервые указанный заявителем.It should be noted that the variable sweep wing is well known in aviation and is used to reduce aerodynamic drag at transonic and supersonic speeds, and shifting the aerodynamic focus there is considered a harmful phenomenon. However, the same technical solutions can provide in this case another technical result - ensuring longitudinal stability with a significant change in the alignment of the aircraft. Moreover, according to the Rules of clause 24.5.3.2. (Last paragraph), namely, “The invention is recognized ... if ... matching decisions are identified, but the influence of these distinctive features on the technical result indicated by the applicant is not confirmed”, this decision is patentable. The technical result in this case is completely different, first indicated by the applicant.

ВАРИАНТ 3. Если изменения аэродинамического фокуса первой ступни окажется недостаточно, то крыло изменяемой стреловидности следует применить и на второй ступени. То есть данная система будет иметь крыло изменяемой стреловидности на обеих ступенях. Это позволит регулировать положение аэродинамического фокуса в более широких пределах.OPTION 3. If changes in the aerodynamic focus of the first foot are not enough, then the wing of variable sweep should be applied in the second stage. That is, this system will have a wing of variable sweep on both steps. This will allow you to adjust the position of the aerodynamic focus in a wider range.

Необходимо заметить, что применение крыла переменной стреловидности несколько усложняет и утяжеляет конструкцию, поэтому его не следует использовать без настоятельной необходимости.It should be noted that the use of a variable sweep wing complicates and complicates the design somewhat, so it should not be used without urgent need.

ВАРИАНТ 4. На всех существующих аэрокосмических системах использовались треугольные крылья большого удлинения с элевонами. Но управление с помощью элевонов недостаточно эффективно в режиме посадки (например, на «Буране» имеется балансировочный щиток) и отрицательно сказывается на подъемной силе крыла. То есть желательно применить отдельные рули высоты, например традиционное ЗГО (заднее горизонтальное оперение). При этом ЗГО второй ступени оказывается при полностью заправленной и при полностью пустой первой ступени по разные стороны от центра масс. Можно было бы просто зафиксировать это ЗГО в оптимальном положении, но при этом ухудшится управление по тангажу. Поэтому в данном варианте системы на первой и второй ступенях имеется заднее горизонтальное оперение, причем оперение второй ступени работает как «утка», когда центр масс находится позади него, как заднее - когда центр масс становится впереди него, и занимает положение с оптимальным углом атаки, когда центр масс совпадает с ним.OPTION 4. On all existing aerospace systems, triangular wings of large elongation with elevons were used. But control with the help of elevons is not effective enough in the landing mode (for example, the Buran has a balancing flap) and negatively affects the lift force of the wing. That is, it is desirable to use separate elevators, for example, a traditional ZGO (rear horizontal tail). In this case, the second stage ZGO turns out to be at full and completely empty at the first stage on different sides of the center of mass. It would be possible to simply fix this ZGO in the optimal position, but at the same time the pitch control will deteriorate. Therefore, in this version of the system, the first and second steps have a rear horizontal tail, and the tail of the second step works like a “duck” when the center of mass is behind it, like the back when the center of mass is in front of it and occupies a position with an optimal angle of attack, when the center of mass coincides with it.

ВАРИАНТ 5. В этом варианте системы также на первой и второй ступенях имеется заднее горизонтальное оперение. Это оперение обеспечивает обеим ступеням хорошую маневренность по тангажу и большую подъемную силу в режиме посадки. Однако управление всей системой, которая в аэродинамическом смысле является неравновеликим тандемом, вполне эффективно и без ЗГО первой и второй ступеней, которые в этом режиме являются балластом. Управление тандемом, как известно, достаточно эффективно осуществляется перераспределением подъемной силы между передним и задним крыльями с помощью элевонов, которые теперь правильнее назвать закрылками или флаперонами. Чтобы можно было полезно использовать ЗГО обеих ступеней и в этом режиме, все четыре горизонтальные аэродинамические поверхности (два крыла и два ЗГО) имеют положительный угол атаки и создают подъемную силу. Это позволит достичь значительно большего потолка, чем при традиционном использовании ЗГО, когда оно создает отрицательную подъемную силу и, фактически, мешает крылу. И, следовательно, это позволит второй ступени вывести больший груз в околоземное пространство.OPTION 5. In this version of the system also at the first and second steps there is a rear horizontal tail. This plumage provides both steps with good pitch maneuverability and high lift in landing mode. However, the control of the entire system, which in an aerodynamic sense is an unequal tandem, is quite effective even without first-stage and second-stage defenders, which in this mode are ballast. Tandem control, as you know, is quite effectively carried out by redistributing the lifting force between the front and rear wings with the help of elevons, which are now more correctly called flaps or flaperons. In order to be able to use it beneficially at both stages, in this mode, all four horizontal aerodynamic surfaces (two wings and two wings) have a positive angle of attack and create lift. This will allow you to achieve a significantly larger ceiling than with the traditional use of ZGO, when it creates negative lift and, in fact, interferes with the wing. And, therefore, this will allow the second stage to bring a larger load into the near-Earth space.

На фиг.1, 2, 3 показана двухступенчатая аэрокосмическая система, состоящая из первой ступени 1 и второй ступени 2. Первая ступень имеет крыло изменяемой стреловидности 3 (пунктиром показано их взлетное положение), ЗГО 4, киль 5 и пять двухконтурных турбореактивных двигателей 6. Вторая ступень имеет крыло изменяемой стреловидности 7, ЗГО 8, киль 9 и расположенный на стыке ступеней жидкостный ракетный двигатель (не показан). При этом нос первой ступени входит в реактивное сопло ракетного двигателя второй ступени (оно будет работать преимущественно в полном вакууме и поэтому его выходное сечение будет почти равным миделю второй ступени). Обе ступени также имеют колесное шасси (находится в убранном положении, и потому не показано).Figures 1, 2, 3 show a two-stage aerospace system consisting of a first stage 1 and a second stage 2. The first stage has a variable sweep wing 3 (dotted line shows their take-off position), ZGO 4, keel 5, and five twin-turbojet engines 6. The second stage has a variable sweep wing 7, ZGO 8, keel 9 and a liquid rocket engine (not shown) located at the junction of the stages. In this case, the nose of the first stage enters the jet nozzle of the rocket engine of the second stage (it will work mainly in full vacuum and therefore its output section will be almost equal to the midsection of the second stage). Both steps also have a wheeled chassis (located in the retracted position, and therefore not shown).

Работает система так: с помощью ДТРД 6 первой ступени 1 система взлетает с любого достаточно качественного и длинного аэродрома. Крылья изменяемой стреловидности 3, 7 при этом находятся в заднем положении (все направления даны относительно направления полета). Закрылки и предкрылки, если они есть, выпущены во взлетное положение. Все четыре аэродинамические поверхности 3, 4, 7, 8 имеют положительный угол атаки и создают подъемную силу. Управляется система по тангажу путем перераспределения подъемной силы, в основном, на ЗГО первой ступени 4 и на крыле второй ступени 7 (они максимально разнесены по длине системы). По мере расходования топлива из первой ступени и увеличения высоты и скорости полета крылья переводятся во все более переднее положение, достигнув максимального угла обратной стреловидности на расчетной высоте и скорости. Достигнув потолка, система разделяется. Перед разделением необходимо достаточно быстро придать крыльям взлетное положение, иначе может произойти потеря продольной устойчивости полета одной или обеих ступеней. Первая ступень будет иметь сравнительно тупую переднюю оконечность (острая ей не нужна), и поэтому быстро тормозится до дозвуковой скорости. Четыре двигателя из шести глушатся, а на одном двигателе, работающем на малых оборотах, первая ступень совершает посадку на ближайшем аэродроме или планирует с выключенными двигателями.The system works like this: using DTRD 6 of the first stage 1, the system takes off from any sufficiently high-quality and long airfield. The wings of the variable sweep 3, 7 are in the rear position (all directions are given relative to the direction of flight). Flaps and slats, if any, are released in the take-off position. All four aerodynamic surfaces 3, 4, 7, 8 have a positive angle of attack and create lift. The pitch system is controlled by redistributing the lifting force, mainly, on the first stage 4 deflector and on the wing of the second stage 7 (they are maximally spaced along the length of the system). As fuel is consumed from the first stage and the altitude and flight speed increase, the wings are moved to an increasingly forward position, reaching the maximum angle of reverse sweep at the estimated height and speed. Having reached the ceiling, the system is divided. Before separation, it is necessary to quickly give the wings a take-off position, otherwise a loss of longitudinal stability of the flight of one or both stages may occur. The first stage will have a relatively blunt front end (it does not need an acute one), and therefore it is quickly decelerated to subsonic speed. Four out of six engines are muffled, and on one engine operating at low speeds, the first stage lands at the nearest airfield or plans with the engines turned off.

Вторая ступень 2 сначала включает ракетный двигатель на 15-20% тяги, чтобы не повредить первую ступень, а потом включает двигатель на расчетную тягу и выходит в безвоздушное пространство.The second stage 2 first turns on the rocket engine for 15-20% of the thrust so as not to damage the first stage, and then turns on the engine to the calculated thrust and enters the airless space.

Выполнив программу, вторая ступень тормозится в атмосфере и совершает посадку на аэродром.After completing the program, the second stage is inhibited in the atmosphere and lands on the airfield.

Claims

1. A two-stage aerospace system comprising a first and second stage with wings and having jet engines in the first stage, the first and second stages being connected in series, and the fuselage of the second stage is in the middle section of the first stage, characterized in that it has at the first stage or on both steps, a wing of variable sweep.

2. The system according to claim 1, characterized in that the wing / wings has a variable reverse sweep.

3. A two-stage aerospace system containing the first and second stage, having wings and air-propelled engines in the first stage, characterized in that the first and second stages have a rear horizontal tail, and the plumage of the second stage works like a “duck” when the center of mass it is behind him, like the back, when the center of mass is in front of him, and occupies a position with an optimal angle of attack, when the center of mass coincides with him.

4. A two-stage aerospace system containing the first and second stage, having wings and air-propelled engines in the first stage, characterized in that the first and second stages have a rear horizontal tail, and all the ZGO and wings have a positive angle of attack and create lift .