Триступеневий космоплан.
Запуск крилатого багаторазового орбітального апарата з літака, котрий у цьому випадку виконує роль першого ступеня, є досить відомою ідеєю. Але для такого запуску є важливими максимальні висота і швидкість, при котрих відбувається запуск орбітального апарата, і у цьому випадку видається вигідним використати для літака прямоточні двигуни, котрі можуть працювати при значно більшій швидкості і на значно більшій висоті. Однак, прямоточні двигуни не працюють на малих швидкостях і отже потребують розгінного блоку, і стає цікаво уявити собі, як міг би виглядати літак, що був би носієм орбітального апарата та використовував би прямоточні двигуни і розгінний блок.
Для початку, уявімо собі сам літак - носій з прямоточними двигунами. Це може бути великий літак типу літаюче крило або canard з крилом подвійної стріловидності, схожий у плані наприклад на Ту - 144. Внизу під крилом, у його хвостовій частині, знаходиться один блок з 4 - 8 прямоточних двигунів (прямокутний в плані). Зверху на це літаюче крило поміщається орбітальний багаторазовий крилатий апарат з можливістю повернення на землю (літак - носій не повинен мати вертикального оперення, окрім відігнутих кінців крил). Але в який спосіб розігнати цей апарат до швидкості, на якій починають працювати прямоточки?
Спочатку на думку приходить досить проста ідея, що розігнати на старті літак з орбітальним апаратом до цієї швидкості може ракетний двигун самого орбітального апарату. Але є кращий варіант - хочеться уявити собі систему, у якій найкращим чином використовуються характеристики усіх трьох варіантів двигунів - турбореактивних, прямоточних та ракетних.
Якщо прискорювати літак в достатньо стандартний спосіб, то з обидвох боків від блоку прямоточок, внизу під крилом, можна розмістити два великі ракетні прискорювачі (довші за блок прямоточок, так що їхні носові частини знаходяться ближче до носу літака аніж передній край прямоточок). Але оскільки і сам літак - носій, і крилатий ракетний орбітальний апарат, зможуть здійснювати посадку горизонтально, хочеться вигадати систему рятування цих двох великих прискорювачів не на парашутах, а з планерування. І тут приходить ідея, об'єднати ці два прискорювачі у крилату конструкцію типу рама - тандем, тобто об'єднати два їхні фюзеляжі двома прямими несучими площинами між ними, одна з яких, передня, пройде відносно фюзеляжів цих прискорювачів по схемі високоплану, і буде у стартовому положенні літака знаходитись перед блоком прямоточок зразу під крилом літака прилегло до нього (прилегло до крила літака), відкриваючи доступ повітрю до повітрозабірників прямоточок нижче від себе, а друга, основна або ж хвостова, пройде відносно фюзеляжів прискорювачів по схемі низькоплану, і буде у стартовому положенні літака знаходитись зразу під блоком прямоточок прилегло до нього (прилегло до блоку прямоточок знизу - мається на увазі, що висота прискорювачів є майже рівна висоті блоку прямоточок, точніше, на товщину несучої площини що знаходиться між прискорювачами більша за висоту блоку прямоточок).
Таким чином, після від'єднання від літака - носія, рама з двох прискорювачів зможе планерувати і самостійно здійснити планеруючу посадку у автоматичному режимі. Але тоді виникає наступна ідея, використовувати у цій рамі не ракетні прискорювачі, а турбореактивні двигуни, котрі можна було б у той самий спосіб рятувати планеруючою посадкою після від'єднання від літака, але кошти повторного використання яких були б набагато меншими. Крім того, турбореактивних двигунів можна застосувати не два а чотири, попарно по два справа і зліва у кожному фюзеляжі рами, і тоді між цими двома двигунами у кожному з фюзеляжів рами можна розмістити основні багатоколісні та носові стійки шассі. Таким чином, вказана рама стає не тільки стартовим прискорювачем прямоточок, але і додатковим до основного шассі стартовим візком літака - носія (зрозуміло, з можливістю прибрати шассі в польоті), що зможе суттєво розвантажити шассі самого літака при зльоті - це буде незайвим, адже літак перед зльотом буде заповнений паливом та навантажений орбітальним апаратом.
Функціонування рами з прискорюючих турбореактивних двигунів в якості стартового візка зовсім не означає що літак з нею не зможе літати високо. Навпаки, видається вигідним злітати з цими двигунами до максимальних швидкості та висоти, доступних для турбореактивних двигунів, приблизно М=2,5 та 25 км. Спеціалізовані на ці висоту та швидкість прямоточки (їх можна спеціалізувати у цей спосіб, про що мені підказує знайома котра любить ходити в гори і знає особливості цих подорожей) після від'єднання рами дозволять досягнути М=5 та 45 км (або й більше, залежно від конструкції прямоточок), а далі літак - носій ще деякий час зможе набирати висоту, використовуючи (також і) рідинний ракетний двигун орбітального апарату - пальне при цьому поступатиме у орбітальний апарат з баків літака, тобто літак фактично перед своїм від'єднанням відіграватиме роль крилатого паливного баку (важливою особливістю такої системи є можливість одночасної роботи двигунів двох послідовних ступенів на перехідних режимах від двигунів одного ступеня до наступного, наприклад одночасної роботи турбореактивних двигунів та прямоточок або прямоточок та ракетного двигуна; корисна також можливість запуску ракетного двигуна орбітального апарату одночасно з турбореактивними двигунами розгінного блоку, ще під час розбігу по злітній смузі та зльоту, для кращого розбігу та зльоту, з виключенням ракетного двигуна після зльоту та забирання шассі і виходу на більш швидкісний режим польоту літака, причому паливо поступатиме у ракетний двигун орбітального апарату з баків літака; запуск ракетного двигуна на самому старті дозволить збільшити злітну масу тобто запас палива та корисну нагрузку). Потім орбітальний апарат від'єднується від літака і виходить на орбіту з використанням пального тільки з власних баків (оскільки кількість палива, котре можна залити в літак - носій, у зв'язку з цим способом виходу на орбіту, є досить важливою, його вигідно зробити без фюзеляжу, по схемі наливне літаюче крило).
Вертикальне хвостове оперення рами - тандема можна реалізувати у вигляді двох довгих та вузьких аеродинамічних елементів, що початково (поки рама - тандем приєднана до літака) складаються поворотом вперед і вниз, й ховаються в хвостовій частині кожного з фюзеляжів рами, в спеціальних нішах фюзеляжів між правим та лівим двигуном. Після від'єднання від літака, при самостійному польоті рами - тандема, ці дві аеродинамічні площини розкладаються в робоче положення поворотом їх вгору й назад, утворюючи таким чином вертикальне оперення рами - тандема. (Також, вертикальне оперення рами - тандема можна реалізувати й інакше, додавши до її хвостового крила справа й зліва бічні консолі, що проходили б по схемі високоплану й прилягали б знизу до крила літака; на кінцівках цих консолей можна зробити вертикальні аеродинамічні шайби, що йшли б від консолей вертикально вниз на висоту фюзеляжів рами, утворюючи вертикальне оперення; але цей варіант видається гіршим, хоч згадати про нього й незайве). Таким чином, рама - тандем являє собою повноцінний літальний апарат, що може не тільки планерувати, а й летіти на власних двигунах, використовуючи залишок палива з власних баків; це дозволяє здійснювати посадку всіх трьох ступенів космоплана на тому самому аеродромі, з якого він злітав.
Після запуску прямоточок, космоплан ще деякий час набирає висоту й швидкість без відділення рами - тандема; відділятися ця рама повинна лише тоді, коли її турбореактивні двигуни перестануть додавати свій внесок до загального прискорення системи. В цей час, паливо у прямоточки може поступати ще з баків першого ступеня, через перелив (наприклад, вузли для такого переливу можна зробити в передніх частинах зверху фюзеляжів рами - тандема, разом з кріпленнями їх до наливного літаючого крила). Такий спосіб живити паливом прямоточки другого ступеня має ту перевагу, що максимально використовуються баки першого ступеня, тоді як другий ступінь залишається повністю заправленим аж до моменту розділення першого й другого ступенів.
Оскільки під час польоту на великій надзвуковій швидкості передня кромка цього наливного літаючого крила (літака, що є другим ступенем) буде сильно розжарюватися, може виявитись незайвим охолоджувати її, прокачуючи через прокладені в ній трубопроводи паливо (зрозуміло, така можливість сильно залежить від характеристик обраного палива - наприклад, чи не розкладатиметься воно від нагрівання).
Для покращення роботи прямоточок, видається цікавою ідея іонізувати повітря ультрафіолетом та / або електричним полем на початку каналу прямоточки, причому енергію для цього можна отримувати з МГД - генератора у тій самій прямоточці; таким чином, можна спробувати покращити характеристики прямоточок, наприклад, покращити горіння.
Сам орбітальний апарат може бути веретеноподібною ракетою з короткими трикутними крилами, без ніяких зовнішніх паливних баків, і мати стандартний спосіб рятування з орбіти через звичайне планерування на крилах. Таким чином, вся трьохступенева конструкція з розгінної турбореактивної рами, літака - носія з прямоточками та ракетного орбітального апарату є повністю багаторазовою, злітає горизонтально, і здійснює посадку також горизонтально але окремо одне від одного. При цьому, оскільки сам орбітальний апарат може бути досить легким через використання тиску в баках задля збільшення його механічної міцності, то теплозахист важитиме небагато (спочатку я думав що невелика нагрузка на квадратний метр крила орбітального апарату дозволить обійтися зовсім без теплозахисту, але знайома котра любить ходити в гори і знає особливості цих подорожей підказує, що деякий теплозахист буде потрібен, хоч його і справді буде треба менше через незначну нагрузку на крило).
Особливо цікавими видаються можливості цієї системи у поєднанні з ідеєєю про дозаправку ракети - носія. Обладнання крилатих ракетних орбітальних апаратів вузлами для дозаправки один одного уможливлюють багатократну та багатоступеневу дозаправку - наприклад, коли один з апаратів постійно літає між орбітою та Землею, щоразу дозаправляючи другий апарат залишками палива з основних баків. Таким чином, можна здійснювати вихід багаторазовими апаратами на високі навколоземні, геостаціонарні та навколомісячні орбіти, в точки лібрації, а також на міжпланетні траекторії і повертатися з них на аеродром. Цікавою можливістю, притаманною тільки крилатим апаратам, є аеродинамічне гальмування багатократним входом у верхні слої атмосфери, коли апарат котрий рухається з швидкістю, більшою за другу космічну, лише черкає по верхніх слоях атмосфери на висоті, наприклад, 90 км, через що його швидкість стає дещо меншою за другу космічну і він виходить на дуже високу еліптичну орбіту, щоразу в найнижчій точці черкаючи атмосферу і зменшуючи витягнутість еліпса, а потім реактивним маневром переходячи на низьку кругову орбіту. Цікавими є також можливості міжпланетних запусків корисного вантажу, коли орбітальний крилатий апарат набуває міжпланетної швидкості разом з кількома подібними крилатими дозаправниками, котрі потім остаточно дозаправляють його і на залишках палива, використовуючи вищевказане багатократне атмосферне гальмування, повертаються на аеродром (у цей спосіб, через багатократні та багатоступеневі дозаправки, крилатий багаторазовий апарат може злітати навіть до орбіти Марса або облетіти Юпітер і повернутися на Землю). Цікавою є також можливість організації транспортної лінії Земля - Місяць - Земля на повністю багаторазових компонентах, додатковим елементом котрої був би багаторазовий місячний посадочний модуль з можливістю його дозаправки уніфікованим висококиплячим паливом, котрий транспортувався би на низьку навколоземну орбіту (та знімався б з неї) крилатим багаторазовим апаратом, а після виходу на навколоземну орбіту дозаправлявся би і переганявся на навколомісячну орбіту, де після дозаправок і перевалок вантажу з крилатих багаторазових апаратів здійснював би багатократні посадки і зльоти.
Цей винахід був мною продуманий за час від 1997 до 2003 року. На жаль, у 2005 році через обмін думками що стався через мою політичну діяльність, цей винахід став відомим іще декільком людям, і я не впевнений, чи вони не передали його іще комусь. Тому, як і для інших своїх винаходів, і в цілому щодо всіх своїх ідей, я готовий пройти перевірку на сучасному варіанті детектора брехні (підпорогові запитання, неусвідомлювані відповіді, але без анінайменшої підконтрольності), з тим щоб підтвердити своє авторство та дату пріоритету, і якщо є конкуруючі винахідники чогось подібного, то пропоную пройти подібну перевірку з викладенням ходу міркувань також і їм - зрештою, це було б виясненням і підтвердженням авторства та пріоритету, і винахідникам просто притаманно любити свої винаходи, чи не так?
Для початку, уявімо собі сам літак - носій з прямоточними двигунами. Це може бути великий літак типу літаюче крило або canard з крилом подвійної стріловидності, схожий у плані наприклад на Ту - 144. Внизу під крилом, у його хвостовій частині, знаходиться один блок з 4 - 8 прямоточних двигунів (прямокутний в плані). Зверху на це літаюче крило поміщається орбітальний багаторазовий крилатий апарат з можливістю повернення на землю (літак - носій не повинен мати вертикального оперення, окрім відігнутих кінців крил). Але в який спосіб розігнати цей апарат до швидкості, на якій починають працювати прямоточки?
Спочатку на думку приходить досить проста ідея, що розігнати на старті літак з орбітальним апаратом до цієї швидкості може ракетний двигун самого орбітального апарату. Але є кращий варіант - хочеться уявити собі систему, у якій найкращим чином використовуються характеристики усіх трьох варіантів двигунів - турбореактивних, прямоточних та ракетних.
Якщо прискорювати літак в достатньо стандартний спосіб, то з обидвох боків від блоку прямоточок, внизу під крилом, можна розмістити два великі ракетні прискорювачі (довші за блок прямоточок, так що їхні носові частини знаходяться ближче до носу літака аніж передній край прямоточок). Але оскільки і сам літак - носій, і крилатий ракетний орбітальний апарат, зможуть здійснювати посадку горизонтально, хочеться вигадати систему рятування цих двох великих прискорювачів не на парашутах, а з планерування. І тут приходить ідея, об'єднати ці два прискорювачі у крилату конструкцію типу рама - тандем, тобто об'єднати два їхні фюзеляжі двома прямими несучими площинами між ними, одна з яких, передня, пройде відносно фюзеляжів цих прискорювачів по схемі високоплану, і буде у стартовому положенні літака знаходитись перед блоком прямоточок зразу під крилом літака прилегло до нього (прилегло до крила літака), відкриваючи доступ повітрю до повітрозабірників прямоточок нижче від себе, а друга, основна або ж хвостова, пройде відносно фюзеляжів прискорювачів по схемі низькоплану, і буде у стартовому положенні літака знаходитись зразу під блоком прямоточок прилегло до нього (прилегло до блоку прямоточок знизу - мається на увазі, що висота прискорювачів є майже рівна висоті блоку прямоточок, точніше, на товщину несучої площини що знаходиться між прискорювачами більша за висоту блоку прямоточок).
Таким чином, після від'єднання від літака - носія, рама з двох прискорювачів зможе планерувати і самостійно здійснити планеруючу посадку у автоматичному режимі. Але тоді виникає наступна ідея, використовувати у цій рамі не ракетні прискорювачі, а турбореактивні двигуни, котрі можна було б у той самий спосіб рятувати планеруючою посадкою після від'єднання від літака, але кошти повторного використання яких були б набагато меншими. Крім того, турбореактивних двигунів можна застосувати не два а чотири, попарно по два справа і зліва у кожному фюзеляжі рами, і тоді між цими двома двигунами у кожному з фюзеляжів рами можна розмістити основні багатоколісні та носові стійки шассі. Таким чином, вказана рама стає не тільки стартовим прискорювачем прямоточок, але і додатковим до основного шассі стартовим візком літака - носія (зрозуміло, з можливістю прибрати шассі в польоті), що зможе суттєво розвантажити шассі самого літака при зльоті - це буде незайвим, адже літак перед зльотом буде заповнений паливом та навантажений орбітальним апаратом.
Функціонування рами з прискорюючих турбореактивних двигунів в якості стартового візка зовсім не означає що літак з нею не зможе літати високо. Навпаки, видається вигідним злітати з цими двигунами до максимальних швидкості та висоти, доступних для турбореактивних двигунів, приблизно М=2,5 та 25 км. Спеціалізовані на ці висоту та швидкість прямоточки (їх можна спеціалізувати у цей спосіб, про що мені підказує знайома котра любить ходити в гори і знає особливості цих подорожей) після від'єднання рами дозволять досягнути М=5 та 45 км (або й більше, залежно від конструкції прямоточок), а далі літак - носій ще деякий час зможе набирати висоту, використовуючи (також і) рідинний ракетний двигун орбітального апарату - пальне при цьому поступатиме у орбітальний апарат з баків літака, тобто літак фактично перед своїм від'єднанням відіграватиме роль крилатого паливного баку (важливою особливістю такої системи є можливість одночасної роботи двигунів двох послідовних ступенів на перехідних режимах від двигунів одного ступеня до наступного, наприклад одночасної роботи турбореактивних двигунів та прямоточок або прямоточок та ракетного двигуна; корисна також можливість запуску ракетного двигуна орбітального апарату одночасно з турбореактивними двигунами розгінного блоку, ще під час розбігу по злітній смузі та зльоту, для кращого розбігу та зльоту, з виключенням ракетного двигуна після зльоту та забирання шассі і виходу на більш швидкісний режим польоту літака, причому паливо поступатиме у ракетний двигун орбітального апарату з баків літака; запуск ракетного двигуна на самому старті дозволить збільшити злітну масу тобто запас палива та корисну нагрузку). Потім орбітальний апарат від'єднується від літака і виходить на орбіту з використанням пального тільки з власних баків (оскільки кількість палива, котре можна залити в літак - носій, у зв'язку з цим способом виходу на орбіту, є досить важливою, його вигідно зробити без фюзеляжу, по схемі наливне літаюче крило).
Вертикальне хвостове оперення рами - тандема можна реалізувати у вигляді двох довгих та вузьких аеродинамічних елементів, що початково (поки рама - тандем приєднана до літака) складаються поворотом вперед і вниз, й ховаються в хвостовій частині кожного з фюзеляжів рами, в спеціальних нішах фюзеляжів між правим та лівим двигуном. Після від'єднання від літака, при самостійному польоті рами - тандема, ці дві аеродинамічні площини розкладаються в робоче положення поворотом їх вгору й назад, утворюючи таким чином вертикальне оперення рами - тандема. (Також, вертикальне оперення рами - тандема можна реалізувати й інакше, додавши до її хвостового крила справа й зліва бічні консолі, що проходили б по схемі високоплану й прилягали б знизу до крила літака; на кінцівках цих консолей можна зробити вертикальні аеродинамічні шайби, що йшли б від консолей вертикально вниз на висоту фюзеляжів рами, утворюючи вертикальне оперення; але цей варіант видається гіршим, хоч згадати про нього й незайве). Таким чином, рама - тандем являє собою повноцінний літальний апарат, що може не тільки планерувати, а й летіти на власних двигунах, використовуючи залишок палива з власних баків; це дозволяє здійснювати посадку всіх трьох ступенів космоплана на тому самому аеродромі, з якого він злітав.
Після запуску прямоточок, космоплан ще деякий час набирає висоту й швидкість без відділення рами - тандема; відділятися ця рама повинна лише тоді, коли її турбореактивні двигуни перестануть додавати свій внесок до загального прискорення системи. В цей час, паливо у прямоточки може поступати ще з баків першого ступеня, через перелив (наприклад, вузли для такого переливу можна зробити в передніх частинах зверху фюзеляжів рами - тандема, разом з кріпленнями їх до наливного літаючого крила). Такий спосіб живити паливом прямоточки другого ступеня має ту перевагу, що максимально використовуються баки першого ступеня, тоді як другий ступінь залишається повністю заправленим аж до моменту розділення першого й другого ступенів.
Оскільки під час польоту на великій надзвуковій швидкості передня кромка цього наливного літаючого крила (літака, що є другим ступенем) буде сильно розжарюватися, може виявитись незайвим охолоджувати її, прокачуючи через прокладені в ній трубопроводи паливо (зрозуміло, така можливість сильно залежить від характеристик обраного палива - наприклад, чи не розкладатиметься воно від нагрівання).
Для покращення роботи прямоточок, видається цікавою ідея іонізувати повітря ультрафіолетом та / або електричним полем на початку каналу прямоточки, причому енергію для цього можна отримувати з МГД - генератора у тій самій прямоточці; таким чином, можна спробувати покращити характеристики прямоточок, наприклад, покращити горіння.
Сам орбітальний апарат може бути веретеноподібною ракетою з короткими трикутними крилами, без ніяких зовнішніх паливних баків, і мати стандартний спосіб рятування з орбіти через звичайне планерування на крилах. Таким чином, вся трьохступенева конструкція з розгінної турбореактивної рами, літака - носія з прямоточками та ракетного орбітального апарату є повністю багаторазовою, злітає горизонтально, і здійснює посадку також горизонтально але окремо одне від одного. При цьому, оскільки сам орбітальний апарат може бути досить легким через використання тиску в баках задля збільшення його механічної міцності, то теплозахист важитиме небагато (спочатку я думав що невелика нагрузка на квадратний метр крила орбітального апарату дозволить обійтися зовсім без теплозахисту, але знайома котра любить ходити в гори і знає особливості цих подорожей підказує, що деякий теплозахист буде потрібен, хоч його і справді буде треба менше через незначну нагрузку на крило).
Особливо цікавими видаються можливості цієї системи у поєднанні з ідеєєю про дозаправку ракети - носія. Обладнання крилатих ракетних орбітальних апаратів вузлами для дозаправки один одного уможливлюють багатократну та багатоступеневу дозаправку - наприклад, коли один з апаратів постійно літає між орбітою та Землею, щоразу дозаправляючи другий апарат залишками палива з основних баків. Таким чином, можна здійснювати вихід багаторазовими апаратами на високі навколоземні, геостаціонарні та навколомісячні орбіти, в точки лібрації, а також на міжпланетні траекторії і повертатися з них на аеродром. Цікавою можливістю, притаманною тільки крилатим апаратам, є аеродинамічне гальмування багатократним входом у верхні слої атмосфери, коли апарат котрий рухається з швидкістю, більшою за другу космічну, лише черкає по верхніх слоях атмосфери на висоті, наприклад, 90 км, через що його швидкість стає дещо меншою за другу космічну і він виходить на дуже високу еліптичну орбіту, щоразу в найнижчій точці черкаючи атмосферу і зменшуючи витягнутість еліпса, а потім реактивним маневром переходячи на низьку кругову орбіту. Цікавими є також можливості міжпланетних запусків корисного вантажу, коли орбітальний крилатий апарат набуває міжпланетної швидкості разом з кількома подібними крилатими дозаправниками, котрі потім остаточно дозаправляють його і на залишках палива, використовуючи вищевказане багатократне атмосферне гальмування, повертаються на аеродром (у цей спосіб, через багатократні та багатоступеневі дозаправки, крилатий багаторазовий апарат може злітати навіть до орбіти Марса або облетіти Юпітер і повернутися на Землю). Цікавою є також можливість організації транспортної лінії Земля - Місяць - Земля на повністю багаторазових компонентах, додатковим елементом котрої був би багаторазовий місячний посадочний модуль з можливістю його дозаправки уніфікованим висококиплячим паливом, котрий транспортувався би на низьку навколоземну орбіту (та знімався б з неї) крилатим багаторазовим апаратом, а після виходу на навколоземну орбіту дозаправлявся би і переганявся на навколомісячну орбіту, де після дозаправок і перевалок вантажу з крилатих багаторазових апаратів здійснював би багатократні посадки і зльоти.
Цей винахід був мною продуманий за час від 1997 до 2003 року. На жаль, у 2005 році через обмін думками що стався через мою політичну діяльність, цей винахід став відомим іще декільком людям, і я не впевнений, чи вони не передали його іще комусь. Тому, як і для інших своїх винаходів, і в цілому щодо всіх своїх ідей, я готовий пройти перевірку на сучасному варіанті детектора брехні (підпорогові запитання, неусвідомлювані відповіді, але без анінайменшої підконтрольності), з тим щоб підтвердити своє авторство та дату пріоритету, і якщо є конкуруючі винахідники чогось подібного, то пропоную пройти подібну перевірку з викладенням ходу міркувань також і їм - зрештою, це було б виясненням і підтвердженням авторства та пріоритету, і винахідникам просто притаманно любити свої винаходи, чи не так?