Многоразовый модульный трансатмосферный аппарат

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Предлагаемый аппарат включает в себя крылатую ступень в виде моноплана (низкоплана) схемы «бесхвостка». Модуль несущего корпуса является конструктивной платформой (КП) с ложементом в ее передней части для установки на него целевого цилиндрообразного модуля с обтекаемой носовой частью. Задняя часть этого модуля уперта в поперечно расположенную кормовую часть КП (с двигательной установкой). Модуль трапециевидного крыла имеет опорную площадку для съемного крепления к нижней части КП и несет на себе элементы трехопорного шасси. На поперечно расположенной задней части КП закреплен модуль с установленными на нем двухкилевым цельно-поворотным вертикальным оперением, верхними и нижними балансировочными щитками и блоком тормозного парашюта. Внутри нижней и боковых частей КП расположены съемные модули цилиндрических топливных баков. Технический результат заключается в расширении эксплуатационных возможностей за счет модульной схемы аппарата и заменяемости модулей его основных систем. 13 з.п. ф-лы, 19 ил.

 

Изобретение относится к авиационной-космической технике и может быть использовано для проектирования аэрокосмических пилотируемых и беспилотных многоразовых или одноразовых комплексов в составе одноразовых, частично или полностью многоразовых авиационно-космических (АК) воздушного горизонтального старта) или ракетно-космических (РК) вертикального наземного старта систем различного назначения.

Известен многоразовый транспортный космический корабль, типа «Space Shuttle», содержащий выполненную в виде отдельного модуля переднюю часть с обтекаемой носовой частью, в виде отдельного модуля заднюю часть, выполненную с крылом, хвостовым оперением и двигательной установкой, при этом передняя и задняя части космического корабля расположены на расстоянии друг от друга вдоль продольной оси корабля и соединены между собой штангой (продольной мачтой, которая выполнена с возможностью изменения своей длины, например, за счет исполнения ее телескопической). Свободная зона между передней и задней частями используется для размещения челнока в виде грузо-пассажирского или пассажирского или грузового модуля, который при постановке его в эту зону стыкуется со штангой и передним и задним модулями, в результате чего кораблю приобретает конструктивную жесткость и целостность. После отсоединения грузопассажирского или пассажирского или грузового модуля передний и задний модуль стыкуются между собой, так же образуя конструктивную жесткость и целостность (US 2017313443, B64G1/00, B64G1/14, B64G1/22, B64G1/40, опубл. 02.11.2017 г.).

Данное решение принято в качестве прототипа.

В данном патенте конструкция космического корабля создана применительно к известным конструкциям контейнеров (которые могут быть использованы в качестве грузо-пассажирского или пассажирского или грузового модуля), которые подробно описаны в US 7,261,257 и 2010/0276538.

Штанга (мачта) освобождена от требований к конструкции для поддержки нагрузок, создаваемых носовой и хвостовой частями и контейнером между ними при полной гравитации, в связи с чем штанга может быть изготовлена из легких материалов и может быть жесткой или полужесткой (считается достаточным, чтобы ее вес был в объеме 5% от общего веса переднего и заднего модулей без веса контейнера). При этом штанга используется в качестве места размещения трубопроводов для связи и/или для передачи энергии и/или топлива между носовой и хвостовой секциями.

Несмотря на то, что передняя и задняя части космического корабля выполнены в виде отдельных модулей, в реальности эти части являются секциями космического корабля и понятие модуля к ним применимо условно. В известном космическом корабле передний и задний модули представляют собой незаменяемые и не изменяемые части корабля, которые только совместно организуют корабль. Возможность разнесения этих частей - это конструктив, который не влияет на функциональность корабля в целом. Наличие или отсутствие контейнера, как третьего модуля, так же не оказывает влияния на целостность конструкции корабля и возможность реализации заложенных в него функций.

По сути, известный многоразовый транспортный космический корабль, типа «Space Shuttle» - это трансформер, который в любом варианте его трансформации реализован на использовании только трех неподвижных частей - передней, задней и соединяющей их средней.

Эта особенность указывает на то, что космический корабль построен по классической самолетной схеме с неизменяемым оперением, и, как следствие, невозможностью изменения типоразмера корабля, так как концептуально отсутствует базовая конструктивная платформа, относительно которой модернизация рассматривалась бы как замена одного типа оперения на другой (пример).

Изобретение направлено на решение задачи по созданию концептуальной перспективной технологической многоразовой многоцелевой платформы модульного типа (модульного трансатмосферного летательного аппарата (ММТА) с расширенными эксплуатационными возможностями и диапазоном применения с существенно лучшими технико-экономическими характеристиками по сравнению с аппаратами-аналогами. Решение такой задачи позволит обеспечить многофункциональность (универсальность) ММТА при сочетании высоких эксплуатационных характеристик, возможность транспортировки большого типоряда полезных нагрузок и удобство их погрузки/выгрузки, что недостижимо на приведенных аппаратах-аналогах, что позволяет реализовать обозначенную многовариантность выполнения транспортных операций.

Настоящее изобретение направлено на достижение технического результата, заключающегося в расширении эксплуатационных возможностей за счет применения модульной схемы построения ЛА, позволяющей относительно базового модуля (конструктивной платформы (КСП) все необходимые конструктивы (агрегаты) ЛА рассматривать как съемно сменные и заменяемые по типоразмерам и функционалу.

Указанный технический результат достигается тем, что многоцелевой многоразовый трансатмосферный аппарат представляет собой крылатую ступень самолетного типа, выполненную по монопланной аэродинамической схеме «бесхвостка» и которая включает в себя выполненный в виде отдельного модуля несущий корпус в виде конструктивной платформы (КСП), в передней части которой организована площадка в виде продольно расположенного ложемента для съемной установки на балках ложемента съемного целевого модуля, выполненного в виде цилиндрообразного корпуса с обтекаемой носовой частью, укладываемого сверху на ложемент вдоль конструктивной платформы, выполненное в виде отдельного модуля низкорасположенное трапециевидное крыло большого сужения, имеющее в центральной части опорную площадку, посредством которой этот модуль съемно прикреплен к нижней части конструктивной платформы, зашивка нижней части КСП с закрепленным на ней наплывом крыла, конструктивно «развязанным» с крылом, выполненная в виде отдельного модуля платформа вертикального оперения «палубного» типа с двухкилевым цельноповоротным вертикальным оперением, закрепляемой сверху на поперечно расположенной задней части конструктивной силовой платформы, закрепляемые на модуле хвостового оперения и на поперечно расположенной задней части конструктивной платформы горизонтально установленные верхне и нижне соответственно расположенные балансировочные щитки, при этом поперечно расположенная задняя часть конструктивной платформы использована для размещения внутри двигательной установки и баков топливной системы, блока тормозного парашюта снаружи модуля за верхним балансировочным щитком, модуль низкорасположенного трапециевидного крыла крыла выполнен с посадочными устройствами, состоящими из основных опор трехопорного шасси под левой и правой частями крыла и с носовой опорой, которая крепится к нише носовой опоры на конструктивной платформе, выполненными в виде отдельных съемных модулей цилиндрическими топливными баками, которые расположены в нижней и боковых частях конструктивной силовой платформы внутри.

Двигательная установка может представлять собой в базовом варианте жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) или турбореактивный двухконтурный двухвальный двигатель с форсажной камерой в варианте для горизонтальных летных испытаний (ГЛИ).

Целевой модуль может быть выполнен в виде пилотируемого или беспилотного вариантов исполнения. При этом верхняя часть целевого модуля может быть выполнена в виде по крайней мере одной поворотно открывающейся продольной створки или в виде двух встречных створок вдоль ложемента.

Целевой модуль может быть выполнен с возможностью отделения от конструктивной силовой платформы путем его перемещения по ложементу вдоль конструктивной платформы в направлении передней части последней, или целевой модуль может быть шарнирно связан с передней частью конструктивной платформы для возможности разворота целевого модуля в плоскости симметрии ЛА в направлении от ложемента или поперечно последнему.

Кроме того, в торцевой части целевого модуля, обращенной к поперечно расположенной задней части конструктивной платформы, может быть размещена дополнительная двигательная установка этого модуля или в этой части целевого модуля может быть размещен стыковочный блок с переходом переходным люком для присоединения к космической станции.

В случае установки на ЛА (только в варианте ГЛИ) ТРДДФ на конструктивной силовой платформе может быть установлен модуль на котором организованы воздухозаборник с воздуховодным каналом, идущим от воздухозаборника расположенного в передней части (в носовом обтекателе) модуля до места расположения двигательной установки в поперечно расположенной задней части конструктивной силовой платформы.

Целевой модуль может быть шарнирно связан с передней частью конструктивной платформы для возможности разворота целевого модуля в плоскости симметрии ЛА в направлении от ложемента и поперечно последнему, при этом в корпусе такого модуля может быть выполнен продольно организованный отсек для размещения уложенной в контейнер целевой нагрузки, а в торцевой части модуля выполнен проем для выхода (катапультирования) этого контейнера с целевой нагрузкой при повороте модуля относительно ложемента конструктивной платформы.

Также целевой модуль со стороны носовой части может быть выполнен с поворотно открываемым люком для продольной выгрузки контейнера целевой нагрузки (или его катапультирования) через проем открытого люка.

В ложементе в зоне у поперечно расположенной задней части конструктивной платформы может быть выполнено место для размещения грузового контейнера, а целевой модуль, размещенный на ложементе с возможностью продольного перемещения вдоль ложемента этой платформы, выполнен с возможностью закрывания этого контейнера при стыковке с поперечно расположенной задней частью конструктивной платформы и с возможностью обеспечения доступа к этому контейнеру (или его катапультирования) при перемещении целевого модуля вдоль ложемента в направлении от задней части конструктивной платформы.

Одновременно с этим, в стенке нижней части целевого модуля может быть выполнен закрываемый проем для выгрузки (или катапультирования) контейнера с целевой нагрузкой через этот проем при его открывании при перемещении целевого модуля вдоль ложемента в направлении от задней части конструктивной платформы.

Указанные признаки являются существенными и взаимосвязаны с образованием устойчивой совокупности существенных признаков, достаточной для получения требуемого технического результата.

Настоящее изобретение поясняется конкретным примером исполнения, который, однако, не является единственно возможным, но наглядно демонстрирует возможность достижения требуемого технического результата.

На фиг. 1 - блок-схема (членения) многоцелевой многоразовый трансатмосферный аппарат (ММТА) в разобранном состоянии;

фиг. 2 - пилотируемый вариант исполнения ММТА, вид сбоку;

фиг. 3 - беспилотный вариант исполнения ММТА, вид сбоку;

фиг. 4 - вид сверху на ММТА, обобщенный пример исполнения;

фиг 5 - вид спереди на ММТА, обобщенный пример исполнения;

фиг. 6 - показан пример сборки (членения) ММТА;

фиг. 7 - показан пример установки целевого модуля на конструктивную платформу;

фиг. 8 - показан пример выгрузки грузового контейнера из целевого модуля;

фиг. 9 - показан пример выгрузки ракеты из целевого модуля;

фиг. 10 - пример исполнения ММТА с целевым модулем в виде автономного летательного аппарата;

фиг. 11 - пример исполнения верхней крыши (верхней части отсека полезного груза) целевого модуля с поворотной створкой;

фиг. 12 - пример исполнения верхней части крыши целевого модуля с встречными створками;

фиг. 13 - пример исполнения целевого модуля с шарнирной связью с конструктивной платформой;

фиг. 14 - пример исполнения целевого модуля с дополнительными двигательной установкой и топливными баками;

фиг. 15 - пример исполнения целевого модуля с передним продольным катапультированием;

фиг. 16 - пример исполнения целевого модуля, выполненного с возможностью перемещения вдоль ложемента конструктивной платформы;

фиг. 17 - пример исполнения сдвижного модуля с одновременным катапультированием двух грузов в противоположных направлениях;

фиг. 18 - пример исполнения сдвижного модуля с закрепленным грузом;

фиг. 19 - пример исполнения сдвижного модуля с надувным грузовым контейнером.

Согласно настоящего изобретения рассматривается новая конструкция многоцелевого транспортного космического корабля, как комплекс, предназначенный для выполнения полетов в режимах Земля - орбита" и "орбита - Земля" по выведению на околоземную орбиту при старте с помощью ракеты-носителя с наземного космодрома или с самолета-носителя в варианте воздушного старта или и доставки с нее людей и полезных грузов.

Особенностью заявленного изобретения является применение сменных целевых модулей, а также модульного принципа членения конструкции на автономные агрегаты (агрегатирования), в т.ч.: каркас фюзеляжа конструктивной платформы, крыло, наплыв крыла, зашивка нижней части конструктивной платформы, носовой и хвостовой блоки реактивной системы управления, платформа («палуба») вертикального оперения, топливные баки, которые могут подвергаться изменениям, в т.ч. и геометрическим параметрам и модификациям индивидуально (по отдельности) без вмешательства в общую силовую схему.

В общем случае, ММТА представляет собой крылатую ступень самолетного типа, выполненную по монопланной аэродинамической схеме «бесхвостка» и которая включает в себя выполненный в виде отдельного модуля несущий корпус в виде конструктивной платформы, в передней части которой организована площадка в виде продольно расположенного ложемента для установки на балки ложемента съемного целевого модуля, выполненного в виде цилиндрообразного корпуса с обтекаемой носовой частью, укладываемого сверху на ложемент вдоль конструктивной платформы с примыканием задней торцевой части цилиндрообразного корпуса в поперечно расположенную заднюю часть этой платформы. Замыкающий поперечный элемент шпангоут конструкционной платформы использован для крепления маршевой двигательной установки и съемного блока двигателей реактивной системы управления, Кроме этого на нем расположены узлы связи с РН и система аварийного спасения (САС), под которыми к силовым элементам (каркасу) поперечно расположенной задней части конструктивной силовой платформы крепится нижний балансировочный щиток.

Единая конструктивная силовая платформа (конструктивная платформа) - основной несущий элемент, силовой каркас, представляющий собой закрытую снаружи «плавающей» обшивкой пространственную ферму, на которой крепятся все основные агрегаты (модули) ЛА.

Поперечно расположенная задняя часть конструкционной платформы использована для размещения внутри двигательной установки (ракетной силовой установки) и топливных баков и блока тормозного парашюта снаружи.

В виде отдельного модуля выполнено низкорасположенное трапециевидное крыло большого сужения, имеющее в центральной части опорную площадку, посредством которой этот модуль съемно прикреплен к нижней части конструктивной платформы.

Вертикальное оперение «палубного» типа, двухкилевое, цельноповоротное, выполнено в виде отдельного модуля (платформы), закрепляемого сверху на поперечно расположенной задней части конструкционной платформы. На верхней части (поверхности) модуля (платформы) вертикального оперения между килями и внизу за кормовым срезом задней части конструктивной силовой платформы расположены верхний и нижний балансировочные щитки соответственно. За верхним балансировочным щитком к модулю вертикального оперения крепится контейнер тормозного парашюта.

Модуль низкорасположенного трапециевидного крыла выполнен с элементами посадочных устройств, состоящими из основных стоек трехопорного шасси под левой и правой частями крыла, и с носовой опорой, которая крепится к нише носовой опоры на конструктивной платформе, выполненными в виде отдельных съемных модулей цилиндрическими топливными баками, которые расположены в нижней и боковых частях конструктивной силовой платформы внутри.

Ниже рассматривается предпочтительный пример исполнения изобретения со ссылкой на фиг. 1-19.

Базовым узлом новой компоновки ММТА является конструктивная платформа 1 (фиг. 1), которая выполнена в виде самостоятельной функциональной единицы, имеющей применение для навески на нее различных типоразмеров функциональных узлов, составляющих в совокупности цельную конструкцию летательного аппарата. Эта платформа выполнена в виде отдельного конструктивного модуля.

По сути, конструктивная платформа 1 представляет собой несущий корпус, который может быть выполнен в едином типоразмере под сменные варианты исполнения функциональных узлов.

Эта платформа представляет собой продольно вытянутую конструкцию, в передней части которой организована площадка в виде продольно расположенного ложемента 2 для установки съемного целевого модуля 3, поверхность нижней части которого повторяет форму поверхности ложемента для укладки сверху целевого модуля в ложемент.

Конструктивная платформа 1 за ложементом в кормовой части остова выполнена с поперечно расположенной задней частью 4 этой платформы. Поперечно расположенная задняя часть 4 конструкционной платформы 1 использована для размещения внутри двигательной установки 5 (например, ракетной силовой установки, фиг. 16) и блока 6 тормозного парашюта снаружи. Двигательная установка может представлять собой турбореактивный двухконтурный двухвальный двигатель с форсажной камерой (ТРДДФ) или двигательная установка представляет собой жидкостный ракетный двигатель (ЖРД).

В теле конструктивной платформы может быть выполнен продольный воздушный канал 7 для выполнения функции воздухозаборника (фиг. 16) для двигателя ТРДДФ (в виде воздушного канала 7, идущего по (вдоль) передней части конструктивной платформы до места расположения двигательной установки в попречно расположенной задней части этой платформы). В платформе могут быть размещены баки 8 с окислителем (фиг. 3), топливом (при необходимости), кислородом и т.д.

В торцевой стенке поперечно расположенной задней части 4, равно как и в ложементе, могут быть предусмотрены средства крепления целевого модуля в ложементе на платформе и с опиранием в заднюю часть 4. Конструкция этих средств в рамках настоящего изобретения подробно не рассматривается. Но, как пример, эти средства могут быть выполнены в виде автоматически срабатывающих замков, имеющих функцию принудительной разблокировки.

Одними из основных силовых элементов конструктивной платформы являются две продольные балки, идущие через всю нижнюю часть фюзеляжа и образующие на выходе из него нишу передней опоры шасси, на боковых стенках которых расположены передние узлы навески целевого модуля. К платформе крепятся ниша передней стойки шасси, крыло с механизацией и нишами основных стоек шасси, подвижная («плавающая») зашивка нижней части (экран) фюзеляжа (она же наплыв крыла, конструктивно «развязанный» с крылом), нижняя зашивка хвостовой части платформы, в которой расположены: силовая установка в виде ЖРД, топливные баки и крепящийся к кормовому шпангоуту фюзеляжа съемный хвостовой модуль реактивной системы управления (РСУ), В нижней части конструктивной платформы за кормовым срезом к замыкающиму шпангоуту крепится балансировочный щиток. В верхней части поперечно расположенной задней части конструктивной платформы крепится платформа вертикального оперения «палубного типа» с двухкилевым цельноповоротным вертикальным оперением, с элементами системы управления ЦПВО управляющими ими механизмами, верхним балансировочным щитком, а так же контейнером тормозного парашюта.

Модульность отсеков целевых нагрузок (автономные целевые модули 3), размещаемых на типовой конструктивной силовой платформе, единой для всех модификаций, достигается оптимизацией единой конструктивно типовой силовой схемы планера в целом и единым способом крепления основных агрегатов.

Целевой модуль 3 представляет собой цилиндрообразный несущий корпус, выполненный с обтекаемой носовой частью 9. Этот модуль укладывается сверху на ложемент вдоль конструктивной платформы (фиг. 7) с примыканием задней торцевой части 10 этого корпуса в поперечно расположенную заднюю часть 4 конструктивной платформы. Модернизационная пригодность целевого модуля достигается многовариантностью исполнения в качестве автономных функциональных узлов, размещаемых на типовом ложементе конструктивной платформы, единой для всех модификаций, что достигается оптимизацией типовой конструктивно силовой схемы аппарата в целом.

Конструктивно целевой модуль представляет собой несущий корпус с обтекаемой носовой частью, которая в представленных на фиг. 1-3 изображениях выполнена расширенной вниз с тем, чтобы закрыть переднюю торцевую стенку конструктивной платформы и обеспечить ММТА при постановке целевого моля на платформу обтекаемость и уменьшенное сопротивление набегающему воздушному потоку. Носовая часть модуля используется под установку носового блока двигателей РСУ, кабину экипажа в пилотируемом варианте (фиг. 2) или для размещения оборудования для беспилотного варианта исполнения (фиг. 3). Корпус за кабиной экипажа используется многозадачно. Например, эта часть корпуса может быть применена для размещения груза или грузовых контейнеров или пассажиров/туристов/членов экипажа. По назначению целевой модуль может быть грузовой транспортно-технического обслуживания со стыковочным блоком для соединения с ответными узлами на торцевой стенке задней части 4 или стыковочным блоком для присоединения к космической станции (КС), или пилотируемый пассажирский или спасательный, или для решения специальных задач. Так же этот объем может использоваться для размещения дополнительных топливных баков.

Такое исполнение целевых модулей позволяет упростить конструкция и технологию, снизить сроки изготовления и стоимость операций из-за возможности оптимизации варианта модуля под конкретную задачу, упростить обслуживание, сократить время межполетной подготовки путем полной смены модуля на заранее подготовленный и прошедший проверку другой целевой модуль, расширить диапазон целевых нагрузок и транспортных операций и т.д.

Внешние обводы целевого модуля, собственно, и образуют аэродинамическте обводы носовой и верхней части центральной части фюзеляжа. При этом их контур может оптимизироваться под разные задачи: быть с более «прилизанной» (аэродинамичной) или увеличенной лобовой частью, а также включать в контур модуля кабину пилотов.

Конструктивно целевой модуль может представлять собой полумонококовую или монококовую конструкцию, выполненную из разных материалов, и теоретические обводы которого совместно с конструктивной платформой и образуют собственно фюзеляж ЛА.

В качестве варианта исполнения, в верхней части несущий корпус целевого модуля, например, в зоне размещения контейнера/ров или пассажиров может быть выполнен с открывающимся проемом, закрываемым крышкой в виде поворотно смонтированной одной створки 11 (фиг. 12), являющейся частью стенки несущего корпуса и одновременно дверцей люка. Или могут использоваться две встречные створки 12 (фиг. 11). Это позволяет при размещенном на платформе 1 целевом корпусе, открыть проем для доступа к внутреннему объему целевого модуля и обеспечить его загрузку (или выгрузку).

Как вариант исполнения стенка задней торцевой части 10 целевого модуля 3 может иметь люк для загрузки/выгрузки груза. В торцевой части целевого модуля, обращенной к поперечно расположенной задней части 4 конструктивной платформы, может быть размещен стыковочный блок с переходным люком для присоединения к КС.

Целевой модуль со стороны носовой части может быть выполнен с поворотно открываемым люком для продольной выгрузки контейнера через проем открытого люка (фиг. 15). Это пример подходит для варианта беспилотного исполнения целевого модуля.

В стенке нижней части целевого модуля 3 может быть выполнен закрываемый проем для выгрузки контейнера через этот проем при его открывании при перемещении целевого модуля вдоль ложемента в направлении от задней части конструктивной платформы (фиг. 16). На фиг. 17 представлен вариант исполнения целевого модуля, сдвигаемого вдоль ложемента для обеспечения возможности методом катапультирования выброса одного контейнера с грузом через закрываемый проем в нижней части корпуса модуля и другого контейнера с грузом - с открывшегося на ложементе проема. Контейнеры с грузами катапультируются в противоположных направлениях. На фиг. 18 показан вариант сдвига целевого модуля на балках ложемента для образования проема, через который возможно изымание контейнера с грузом, закрепленного на ложементе. На фиг. 19 показан вариант исполнения в принципе повторяющий конструкцию по фиг. 18, но в качестве контейнера используется надувной/надуваемый модуль многофункционального использования, который так же может быть катапультирован.

В ложементе в зоне у поперечно расположенной задней части конструктивной платформы выполнено место для размещения грузового контейнера (фиг. 16), а целевой модуль, размещенный на ложементе с возможностью продольного перемещения вдоль ложемента этой платформы, выполнен с возможностью закрывания этого контейнера при стыковке с поперечно расположенной задней частью конструктивной платформы и с возможностью обеспечения доступа к этому контейнеру при перемещении целевого модуля вдоль ложемента в направлении от задней части конструктивной платформы. Особенностью этого примера исполнения является то, что торцевая часть целевого модуля выполняется откидной, что позволяет открыть доступ к контейнеру (в положении, когда модуль 3 сдвинут в сторону передней части платформы 1), который подъемным устройством может быть извлечен из зоны ложемента.

Как вариант исполнения передняя часть конструктивной платформы может быть выполнена обтекаемой и фрагментарно дополнять обтекаемую форму носовой части целевого модуля. В этом случае, после погрузки целевого модуля на платформу носовая часть целевого модуля и передняя часть платформы стыкуются и образуют единую носовую часть обтекаемой формы, как это показано на фиг. 2 и 3 для вариантов исполнения, когда эта носовая часть образована целевым модулем.

Целевой модуль 3 может быть шарнирно связан с передней частью конструктивной платформы 1 для возможности разворота целевого модуля в направлении от ложемента и поперечно последнему (фиг. 13). Шарнирная связь позволяет регулировать угол наклона целевого модуля относительно поверхности ложемента платформы 1. Например, в торцевой части целевого модуля 3, обращенной к поперечно расположенной задней части 4 конструктивной платформы 1, может быть размещена двигательная установка 13 этого модуля (фиг. 7), которая рассматривается как дополнительная двигательная установка в дополнение к двигательной установке 5 платформы 1 (фиг. 14). При подъеме поворотом целевой модуль выстраивается под углом к вектору тяги двигательной установки 5 и его тяга дополняется тягой двигательной установки 13, которая также может рассматривается как тяга коррекции траектории перемещения ММТА по боковому смещению.

Возможность использования шарнирной связи целевого модуля 3 с платформой 1 позволяет развернуть целевой модуль в направлении от ложемента и поперечно последнему. При этом в корпусе этого модуля выполнен продольно организованный отсек для размещения уложенного в контейнер целевой нагрузки (фиг. 8 и 9), а в торцевой части модуля выполнен проем для выхода этого контейнера с полезной нагрузкой при повороте модуля относительно ложемента конструктивной платформы.

Как вариант, целевой модуль выполнен с возможностью отделения от конструктивной платформы путем его перемещения по ложементу вдоль конструктивной платформы в направлении передней части последней (фиг. 16) (по аналогии перемещения по направляющим или салазкам).

При использовании целевого модуля в варианте присутствия экипажа или пассажиров применяется система аварийного спасения, которая может быть выполнена в двух вариантах: либо используются катапультные кресла, либо целиком отделяемый целевой модуль на парашюте, что более предпочтительно с точки зрения безопасности эксплуатации в режиме суборбитальных туристических полетов.

В передней части целевого модуля во всех вариантах (беспилотном/пилотируемом) сразу за носовым обтекателем расположен съемный передний блок двигателей реактивной системы управления.

Как вариант исполнения конструктивно целевой модуль крепится шарнирно к платформе через два шарнирных узла на нише переднего шасси и два «плавающих» узла на продольных балках ложемента. Таким образом целевой модуль и платформа развязаны в тепловом отношении.

Такая подвеска целевого модуля позволяет, при открытии задних замков, осуществлять поворот целевого модуля относительно передних узлов на любой угол в плоскости симметрии ЛА, вплоть до перпендикулярного к строительной горизонтальной оси ЛА, что упрощает маневренные процедуры при стыковочных операциях в ряде случаев, при отсутствии необходимости в стыковке, упрощает катапультирование более крупных объектов (например, надувные блоки станций или длинномерные целевые нагрузки). Кроме этого, такой вариант может представлять определенный интерес при межорбитальных переходах (операциях) так как позволяет установить на модуле 3 дополнительную силовую маршевую установку и дополнительные запасы топлива.

Таким же образом осуществляется «плавающая» подвеска и «тепловая» развязка платформы с крылом и «палубой» вертикального оперения.

В варианте аппарата для горизонтальных летных испытаний целевой модуль может быть выполнен в пилотируем или беспилотном вариантах исполнения. В этом случае в целевом модуле и конструктивной платформе может быть организован регулируемый воздухозаборник с воздушным каналом, идущим от носовой части модуля до места расположения двигательной установки, которая может представлять собой турбореактивный двухконтурный двухвальный двигатель с форсажной камерой. При этом, для удобства обслуживания оборудования, верхняя часть целевого модуля может быть выполнена в виде, по крайней мере, одной продольно открывающейся створки или в виде двух продольных створок.

В ММТА также в виде отдельного модуля выполнено низкорасположенное трапециевидное крыло 15 большой стреловидности малого удлинения, имеющее в центральной части опорную площадку 16, посредством которой этот модуль съемно прикрепляется к нижней части конструктивной платформы 1. Крыло составлено из профиля большой относительной толщины с наплывом. Модуль низкорасположенного трапециевидного крыла выполнен с составными частями (элементами) трехопорного шасси 17 посадочных устройств, состоящими из основных стоек под левой и правой частями крыла и с носовой опорой 18. Так же особенностью такого модуля является то, что в виде отдельных съемных модулей выполнены топливные баки 19, которые расположены по бокам конструкционной платформы перед трапециевидным крылом большого сужения с сопряжением формы этих баков с формой этого крыла, или встроены в тело крыла в зонах по боковым сторонам платформы. Основные стойки шасси крепятся между лонжеронами крыла и убираются вдоль лонжеронов в направлении к плоскости симметрии ЛА. Передняя стойка убирается в переднюю нишу вперед по полету.

Суть этого модуля состоит в том, что базовым узлом его является опорного узла в виде площадки 15, посредством которой крыло сначала стыкуется с нижней поверхностью платформы 1, а потом к ней прикрепляется с возможностью демонтажа и замены на аналогичный модуль с другой геометрией крыла.

Так же в виде отдельного модуля выполнено хвостовое оперением 20 «палубного» типа с двухкилевым цельноповоротным вертикальным оперением 21, закрепляемое сверху на поперечно расположенной задней части конструктивной платформы (фиг. 5 и 6). А под модулем хвостового оперения и под поперечно расположенной задней частью конструктивной платформы горизонтально установленные верхне и нижне расположенные балансировочные щитки 14.

На аппарате предусмотрена трехуровневневая для пилотируемого полета и двухуровневая для беспилотного Система Аварийного Спасения (САС), состоящая из пороховой САС на этапе взлета (располагается на переходной «юбке» в ХЧФ ОС), уводящей ОС от РН в случае нештатной ситуации и одновременно является (как переходной отсек) силовой связью с ракетой-носителем, общего спасательного парашюта АЦМ для спасения целиком отделяемого модуля по достижении определенной высоты, что более предпочтительно с точки зрения безопасности пилотируемых ММТА в том числе для модификации ММТА для суборбитальных туристических полетов и дополнительно (как резервный вариант) для пилотируемого варианта устанавливаются катапультные кресла. В случае штатного полета пороховая САС работает как система довыведения.

Основными съемными агрегатами (модулями) аппарата, имеющими возможность быть измененными без изменения общей конструктивной силовой схемы являются:

- крыло и геометрия крыла;

- наплывы с зашивкой нижней части конструктивной платформы;

- шасси;

- балансировочные щитки;

- топливные баки;

- блоки реактивной системы управления с двигателями ориентации;

- целевые модули и их конструкция и оборудование по назначению;

- платформа вертикального оперения и геометрия вертикального оперения.

Изобретение промышленно применимо и позволяет получить следующие преимущества по сравнению с аналогами:

- за счет нового компоновочного решения стало возможным оптимизировать и унифицировать габаритно-весовые характеристики для беспилотного и пилотируемого вариантов;

- возможность установки сменных автономных целевых модулей на единой конструктивной универсальной платформе;

Модульный принцип конструкции позволяет с минимальными затратами проводить модернизацию, доработку, исследование и отработку широкого спектра принципиально различных технических решений ЛА без потери базовых летных характеристик.

При помощи многоцелевого транспортного космического корабля возможно решение следующих основных задач:

- транспортно-техническое обеспечение космических станций, других пилотируемых и беспилотных космических комплексов, совершающих полеты на околоземных орбитах;

- проведение аварийно-спасательных операций по эвакуации экипажей пилотируемых космических аппаратов и комплексов в экстремальных ситуациях;

- транспортно-техническое обеспечение автоматических орбитальных платформ, предназначенных для промышленного производства уникальных материалов и биопрепаратов в условиях невесомости и глубокого вакуума;

- проведение научных экспериментов и исследований на околоземной орбите.

В числе задач транспортно-технического обеспечения космических станций и комплексов может быть выполнено:

- транспортирование грузов в герметичном и негерметичном отсеке;

- транспортирование сменных экипажей и пассажиров;

- доставка топлива, рабочих жидкостей и газов, дозаправка;

- замена КА в орбитальных группировках;

- замена панелей солнечных батарей;

- замена навесных блоков (модулей);

- сборка составных орбитальных комплексов;

- комбинированные задачи.

В числе задач транспортно-технического обеспечения автоматических орбитальных производственных платформ может быть выполнено:

- доставка и возвращение экипажей;

- доставка исходного сырья и полуфабрикатов для производственных процессов и возвращение на Землю готовой продукции;

- обеспечение ремонтных работ;

- выполнение коррекции орбиты орбитальной платформы (или КС) с использованием топлива транспортного корабля.

1. Многоцелевой многоразовый трансатмосферный аппарат, характеризующийся тем, что представляет собой крылатую ступень самолетного типа, выполненную по монопланной аэродинамической схеме «бесхвостка», которая включает в себя:

- отдельный модуль несущего корпуса в виде конструктивной платформы, в передней части которой образована площадка в виде продольно расположенного ложемента для съемной установки на его балках съемного целевого модуля, выполненного в виде цилиндрообразного корпуса с обтекаемой носовой частью, укладываемого сверху на ложемент вдоль конструктивной платформы с опиранием задней торцевой части этого цилиндрообразного корпуса в поперечно расположенную заднюю часть этой платформы,

- выполненное в виде отдельного модуля низкорасположенное трапециевидное крыло большой стреловидности малого удлинения, имеющее в центральной части опорную площадку, посредством которой этот модуль съемно прикреплен к нижней части конструктивной платформы,

- выполненную в виде отдельного модуля платформу с двухкилевым цельноповоротным вертикальным оперением «палубного» типа, с контейнером тормозного парашюта снаружи, закрепляемую сверху на поперечно расположенной задней части конструктивной платформы,

- закрепляемые на платформе с вертикальным оперением и за поперечно расположенной задней частью конструктивной платформы горизонтально установленные верхние и нижние балансировочные щитки, при этом

- внутри поперечно расположенной задней части конструктивной платформы размещены двигательная установка и часть топливных баков,

- модуль низкорасположенного трапециевидного крыла выполнен с посадочными устройствами, состоящими из трехопорного шасси под левой и правой частями крыла и с носовой опорой, которая крепится к нише носовой опоры на конструктивной платформе,

- внутри нижней и боковых частей конструктивной платформы расположены цилиндрические топливные баки, выполненные в виде отдельных съемных модулей.

2. Трансатмосферный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что двигательная установка представляет собой жидкостный ракетный двигатель или турбореактивный двухконтурный двухвальный двигатель с форсажной камерой.

3. Трансатмосферный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что целевой модуль выполнен в пилотируемом или беспилотном вариантах.

4. Трансатмосферный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что верхняя часть целевого модуля выполнена в виде по крайней мере одной поворотно открывающейся продольной створки или в виде двух встречных створок вдоль ложемента.

5. Трансатмосферный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что целевой модуль выполнен с возможностью отделения от конструктивной платформы путем его перемещения по ложементу вдоль конструктивной платформы в направлении передней части последней.

6. Трансатмосферный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что целевой модуль шарнирно связан с передней частью конструктивной платформы для возможности разворота целевого модуля в плоскости симметрии трансатмосферного аппарата в направлении от ложемента и поперечно последнему.

7. Трансатмосферный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что в торцевой части целевого модуля, обращенной к поперечно расположенной задней части конструктивной платформы, размещены дополнительная двигательная установка или стыковочный блок с переходным люком для присоединения к космической станции.

8. Трансатмосферный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что в торцевой части целевого модуля, обращенной к поперечно расположенной задней части конструктивной платформы, размещен стыковочный блок с переходом для присоединения к космической станции.

9. Трансатмосферный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что в конструктивной платформе образован воздуховод в виде канала, идущего от передней части конструктивной платформы до места расположения двигательной установки в этой платформе.

10. Трансатмосферный аппарат по п. 2, отличающийся тем, что при использовании турбореактивного двухконтурного двухвального двигателя с форсажной камерой на конструктивной платформе установлен модуль, в котором образован воздухозаборник с воздуховодным каналом, идущим от воздухозаборника, расположенного в носовой части или в носовом обтекателе модуля, до места расположения двигательной установки в поперечно расположенной задней части конструктивной силовой платформы.

11. Трансатмосферный аппарат по п. 6, отличающийся тем, что в корпусе целевого модуля, шарнирно связанного с передней частью конструктивной платформы для возможности его разворота в плоскости симметрии аппарата в направлении от ложемента и поперечно последнему, выполнен продольно ориентированный отсек для размещения уложенной в контейнер целевой нагрузки, а в торцевой части модуля выполнен проем для продольного катапультирования этого контейнера с целевой нагрузкой при повороте модуля относительно ложемента конструктивной платформы.

12. Трансатмосферный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что в ложементе в зоне у поперечно расположенной задней части конструктивной платформы выполнено место для размещения грузового контейнера, а целевой модуль, размещенный на ложементе с возможностью продольного перемещения вдоль ложемента этой платформы, выполнен с возможностью закрывания этого контейнера при стыковке с поперечно расположенной задней частью конструктивной платформы и с возможностью обеспечения доступа к этому контейнеру при перемещении целевого модуля вдоль ложемента в направлении от задней части конструктивной платформы.

13. Трансатмосферный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что целевой модуль со стороны носовой части выполнен с поворотно открываемым люком для продольной выгрузки контейнера через проем открытого люка.

14. Трансатмосферный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что в стенке нижней части целевого модуля выполнен закрываемый проем для выгрузки контейнера через этот проем при его открывании при перемещении целевого модуля вдоль ложемента в направлении от задней части конструктивной платформы.