CN111721166A - 运载火箭上面级回收系统及方法、运载火箭回收系统 - Google Patents
运载火箭上面级回收系统及方法、运载火箭回收系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN111721166A CN111721166A CN202010599152.3A CN202010599152A CN111721166A CN 111721166 A CN111721166 A CN 111721166A CN 202010599152 A CN202010599152 A CN 202010599152A CN 111721166 A CN111721166 A CN 111721166A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- upper stage
- recovery system
- tail
- carrier rocket
- rocket
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000011084 recovery Methods 0.000 title claims abstract description 52
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 16
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims abstract description 33
- 241000272525 Anas platyrhynchos Species 0.000 claims abstract description 7
- 241000272517 Anseriformes Species 0.000 claims description 9
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 claims description 8
- 230000035939 shock Effects 0.000 claims description 8
- 230000003139 buffering effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 8
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 12
- 239000011261 inert gas Substances 0.000 description 6
- 230000008569 process Effects 0.000 description 6
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 4
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 4
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 4
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 3
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 2
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 2
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000004927 fusion Effects 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 2
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 210000001503 joint Anatomy 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000008685 targeting Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
- F42B10/48—Range-reducing, destabilising or braking arrangements, e.g. impact-braking arrangements; Fall-retarding means, e.g. balloons, rockets for braking or fall-retarding
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
本发明提供的运载火箭上面级回收系统及方法、运载火箭回收系统，属于运载火箭回收技术领域，所述运载火箭上面级回收系统，包括：反作用控制系统，具有设置在上面级的侧壁上的多个推力器，多个所述推力器均匀设置在所述上面级的靠近头部和尾部位置的侧壁圆周上；可控推进系统，具有设置在上面级的尾部的火箭发动机；鸭翼，具有至少两个，对称设置在所述上面级的头部位置；尾翼，具有至少两个，对称设置在所述上面级的尾部位置；着陆支撑腿，设置在所述上面级的尾部位置；本发明的运载火箭上面级回收系统，实现了运载火箭上面级的回收，满足更大运载能力和更先进技术等航天发射市场需求。
Description
技术领域
本发明涉及运载火箭回收技术领域，具体涉及一种运载火箭上面级回收系统及方法、运载火箭回收系统。
背景技术
如今航天产业快速发展，设计火箭的各项技术也实现了突飞猛进。目前，作为卫星发射至太空的唯一运载工具，降低火箭制造与发射成本是各个公司追逐的目标。
液体火箭由上面级和助推级构成，目前利用可控推进减速技术已实现助推级的垂直着陆和回收，该技术实现了商业航天运载火箭的常规发射，显著降低了发射成本。
但是，对于上面级的垂直着陆回收还没有成功的先例。
发明内容
因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的在液体运载火箭回收过程中，上面级无法回收的缺陷，从而提供一种运载火箭上面级回收系统及方法。
本发明还提供一种运载火箭回收系统。
为解决上述技术问题，本发明提供的运载火箭上面级回收系统，包括：
反作用控制系统，具有设置在上面级的侧壁上的多个推力器，多个所述推力器均匀设置在所述上面级的靠近头部和尾部位置的侧壁圆周上；
可控推进系统，具有设置在上面级的尾部的火箭发动机；
鸭翼，具有至少两个，对称设置在所述上面级的头部位置；
尾翼，具有至少两个，对称设置在所述上面级的尾部位置；
着陆支撑腿，设置在所述上面级的尾部位置。
作为优选方案，反作用控制系统的推力器采用高压气。
作为优选方案，所述火箭发动机具有多个。
作为优选方案，所述鸭翼可转动的设置。
作为优选方案，所述尾翼上具有气动控制舵。
作为优选方案，所述着陆支撑腿上具有减震器。
作为优选方案，所述减震器为液压减震器。
本发明还提供一种运载火箭上面级回收方法，包括以下步骤：
通过反作用控制系统对上面级的姿态进行调整，火箭发动机开始工作，上面级减速离轨；
在着陆前，通过反作用控制系统、鸭翼和尾翼配合使用对上面级的姿态进行调整，使上面级的尾部垂直朝下；
通过可控推进系统对上面级的下降速度进行调整；
通过着陆支撑腿实现上面级的着陆支撑和缓冲。
本发明还提供一种运载火箭的回收系统，包括上述任一项所述的运载火箭上面级回收系统。
作为优选方案，还包括：运载火箭助推级回收系统。
本发明技术方案，具有如下优点：
1.本发明提供的运载火箭上面级回收系统，包括：反作用控制系统、可控推进系统、鸭翼、尾翼和着陆支撑腿；通过反作用控制系统调节和控制上面级的运动姿态，实现上面级离轨减速；上面级在进入大气层后，通过反作用控制系统和气动舵使其头部保持朝前、倾斜滑行的状态；通过鸭翼和尾翼上的气动控制舵的偏转对上面级提供升力，进而对下降过程的速度进行调整；在地面着陆时，通过着陆支撑腿进行缓冲和支撑；对于体积大小不同的有效载荷发射入轨有两种对应方法。
通过上述结构的配合使用，本发明实现了运载火箭上面级的回收，满足更大运载能力和更先进技术等航天发射市场需求。
2.本发明提供的运载火箭上面级回收系统，反作用控制系统的推力器采用高压气瓶携带的惰性气体和喷管喷流直接作用力进行姿态控制；采用该反作用控制系统在大气层外也能对运载火箭的运动姿态进行调整；同时该推力器也可采用推进剂化学反应生成的热燃气体进行控制。
3.本发明提供的运载火箭上面级回收系统，所述火箭发动机具有多个，能够实现多变推力减速，甚至减速到零，为后期的平稳落地提供了保证。
4.本发明提供的运载火箭上面级回收系统，所述可控推进系统还具有冗余火箭发动机，当其他发动机出现故障时，火箭扔能够正常的工作。
5.本发明提供的运载火箭上面级回收系统，在上面级上设置有鸭翼和尾翼，可以在大气层内控制运载火箭的姿态，同时可以提高升力，进入轨道和返回更具灵活性。
6.本发明提供的液体火箭回收系统，所述上面级的形状为异形圆柱体、组合体或融合体中的一种，升阻比较大，同时保证内部安装空间和有效载荷空间，提高结构填充效率。
7.本发明提供的运载火箭的回收系统，包括上述运载火箭上面级回收系统，因此具有上述任一项所述的优点。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明的上面级的结构示意图。
图2为本发明运载火箭的结构示意图。
图3为本发明助推级的结构示意图。
附图标记说明：
1、助推级；2、上面级；3、第一着陆支撑腿；4、第一可控推进系统；5、第一反作用控制系统；6、栅格舵；7、第一尾段；8、第一贮箱；9、级间段；10、第二尾段；11、第二贮箱；12、有效载荷舱段；13、第二可控推进系统；14、第二反作用控制系统；15、尾翼；16、第二着陆支撑腿；17、鸭翼。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
实施例1
本实施例提供的运载火箭上面级2回收系统，如图1所示，包括：反作用控制系统、可控推进系统、鸭翼17和着陆支撑腿；通过反作用控制系统调节和控制上面级的运动姿态，实现上面级离轨减速；上面级在进入大气层后，通过反作用控制系统和气动舵其头部保持朝前、倾斜滑行的状态；通过鸭翼和尾翼上的气动控制舵的偏转对上面级提供升力，进而对下降过程的速度进行调整；在地面着陆时，通过着陆支撑腿进行缓冲和支撑；通过上述结构的配合使用，本发明实现了运载火箭上面级2的回收，满足更大运载能力和更先进技术等航天发射市场需求。
所述上面级2自下而上包括：第二尾段10、第二贮箱11和有效载荷舱段12；
所述第二尾段10的下端设置有第二可控推进系统13的火箭发动机，所述火箭发动机具有多个，其中还具有冗余火箭发动机，防止有火箭发动机出现故障，影响运载火箭的正常运行。同时，所述火箭发动机的推力可变，在上面级再入和着陆过程中，可以利用火箭发动机的反推进行减速。
同时第一尾段7的下端还设置有第二着陆支撑腿16；具体的，第二尾段10上的设置有四条第二着陆支撑腿16，所述第二着陆支撑腿16由碳纤维材料和铝合金蜂窝板制成，采用高压氦气气动系统展开。高约7.62m，总质量为2.1吨，第二着陆支撑腿16伸展最大长度为18m，跨度为21.336m。
所述第二着陆支撑腿16对称分布在火箭的四周。第一着陆支撑腿3内有液压减震器，以减小着陆冲击，实现火箭的软着陆。在发射过程中，第二着陆支撑腿16收拢依附在火箭主体上，并刚好贴合气动外壳以降低阻力。在落地之前10s，第二着陆支撑腿16展开为钝角，以免发动机和地面接触进行缓冲和支撑。第二着陆支撑腿16展开动力源是高压氦气系统。
在上面级2有效载荷舱段12上对称的设置有两个鸭翼17，所述鸭翼可以相对相对有效载荷舱段相对摆动；在第二尾段10上对称的设置有两个尾翼15，位移上设置有气动舵，所述鸭翼和尾翼相对配合可以在大气层内调整运动姿态，也可以提高上面级2的升力；同时，所述上面级2的形状为异形圆柱体、组合体或融合体中的一种，使得不明显增加气动阻力。
在上面级2的有效载荷舱段12，设置有第二反作用控制系统14，所述第二反作用控制系统14具有多个推力器，多个推力器均匀围绕设置在上面级2的有效载荷舱段12的侧壁上，推力器采用高压气瓶携带的惰性气体通过喷管喷流或推进剂热化学反应生成的气体喷流直接作用力进行姿态控制。通过不同位置的推力器喷出气体，给上面级2一个反作用力，用于调整上面级2的运行姿态。
实施例2
本实施例提供的运载火箭的回收系统，如图2所示，包括助推级1回收系统和上面级2回收系统；上面级2回收系统与实施例1相同。下面详细描述助推级1回收系统。
如图3所示，所述助推级1从下向上依次设置有第一尾段7、第一贮箱8和级间段9；所述第一尾段7的下端设置有第一可控推进系统4的火箭发动机，所述火箭发动机具有多个，其中还具有冗余火箭发动机。
同时第一尾段7的下端还设置有第一着陆支撑腿3；所述第一尾段7的外表面设置有热防护系统，防止助推级1在下降过程中因气动热和发动机热喷流将助推级1的本体烧蚀损坏。
具体的，第一尾段7上的设置有四条第一着陆支撑腿3，所述第一着陆支撑腿3由碳纤维材料和铝合金蜂窝板制成，采用高压氦气气动系统展开。高约7.62m，总质量为2.1吨，第一着陆支撑腿3伸展最大长度为18m，跨度为21.336m。
所述第一着陆支撑腿3对称分布在火箭的四周。第一着陆支撑腿3内有液压减震器，以减小着陆冲击，实现火箭的软着陆。在发射过程中，第一着陆支撑腿3收拢依附在火箭主体上，并刚好贴合气动外壳以降低阻力。在落地之前10s，第一着陆支撑腿3展开为钝角，以免发动机和地面接触进行缓冲和支撑。第一着陆支撑腿3展开动力源是高压氦气系统。
所述第一可控推进系统4的火箭发动机采用9、5或4台液氧/甲烷火箭发动机并联，发动机具有很强的变推力能力，同时，发动机和助推级1采用并联捆绑技术，从而垂直起降技术相同，既能发挥起飞条件下多机同时工作的大推力，又能在再入返回时9、5、3、1挡组合推力，即将着陆时利用一台发动机连续变推力，将助推级1速度降为零。
同时，多台发动机还能提供冗余能力，即使有发动机出现故障，火箭仍能工作。
在第一级间段9上设置有栅格舵6和第一反作用控制系统5；
所述第一反作用控制系统5具有多个推力器，多个推力器均匀围绕设置在助推级1第一级间段9的侧壁上，推力器采用高压气瓶携带的惰性气体通过喷管喷流或推进剂热化学反应生成的气体喷流直接作用力进行姿态控制。通过不同位置的推力器喷出惰性气体，给助推级1一个反作用力，用于调整上面级2的运行姿态。
所述栅格舵6对助推级1进行滚转、俯仰和偏航控制，以保持箭体稳定。所述栅格舵6横跨助推级1与级间段9对接面，前端在升空时固定在助推级1上。每片栅格舵6的尺寸约为1.22m×1.52m，都可以独立调整姿态，在液压系统的驱动下，能够进行旋转和倾斜。它们升空时收拢，降落时打开。
使用方法及原理
助推级1与上面级2分离；
助推级1在大气层80Km-120Km处于自由下落段；在大气层外，通过第一反作用控制系统5的推力器推力器采用高压气瓶携带的惰性气体通过喷管喷流或推进剂热化学反应生成的气体喷流直接作用力进行姿态控制产生作用力控制助推级1的姿态。
助推级1进入到大气层内，通过第一可控推进系统4的火箭发动机经过的2-3次点火，对助推级1进行减速。在这个过程中通过栅格舵6控制飞行的姿态。
当距离地面100m时，第一着陆支撑腿3打开，实现助推级1的安全着陆。
上面级2完成发射有效载荷入轨任务后，第二反作用控制系统14的推力器通过高压气瓶携带的惰性气体通过喷管喷流产生作用力控制上面级2的运动姿态，使得上面级2进入到返回轨道；同时由于上面级运动速度比较快，第二可控推进系统13的火箭发动机进行点火对上面级2进行减速；进入到大气层内后，第二反作用控制系统产生作用力控制上面级2的运动姿态，使得上面级头部保持朝前，倾斜向下的滑行的状态。
之后通过鸭翼17和尾翼15上的气动控制舵对上面级2的运行姿态和升力进行调整和滑行减速；通过气动控制舵和第二反作用控制系统14的推进器共同控制上面的运动姿态，使得上面级的第二尾段朝下，启动第二可控推进系统的火箭发动机进行减速；
当距离地面100m时，第二着陆支撑腿16打开，实现上面级2的安全着陆。
对于小型有效载荷安装在头部整流罩内的情形，两瓣整流罩自动张开并推出有效载荷，有效载荷离开上面级后，整流罩自动合上；对于大型有效载荷安装在中间舱内的情形，通过打开两扇舱门并推出有效载荷，有效载荷离开上面级后，门自动合上。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。
Claims (10)
1.运载火箭上面级回收系统，其特征在于，包括：
反作用控制系统，具有设置在上面级的侧壁上的多个推力器，多个所述推力器均匀设置在所述上面级的靠近头部和尾部位置的侧壁圆周上；
可控推进系统，具有设置在上面级的尾部的火箭发动机；
鸭翼，具有至少两个，对称设置在所述上面级的头部位置；
尾翼，具有至少两个，对称设置在所述上面级的尾部位置；
着陆支撑腿，设置在所述上面级的尾部位置。
2.根据权利要求1所述的运载火箭上面级回收系统，其特征在于，反作用控制系统的推力器采用高压气。
3.根据权利要求1所述的运载火箭上面级回收系统，其特征在于，所述火箭发动机具有多个。
4.根据权利要求1-3中任一项所述的运载火箭上面级回收系统，其特征在于，所述鸭翼可转动的设置。
5.根据权利要求4所述的运载火箭上面级回收系统，其特征在于，所述尾翼上具有气动控制舵。
6.根据权利要求5所述的运载火箭上面级回收系统，其特征在于，所述着陆支撑腿上具有减震器。
7.根据权利要求6所述的运载火箭上面级回收系统，其特征在于，所述减震器为液压减震器。
8.运载火箭上面级回收方法，其特征在于，包括以下步骤：
通过反作用控制系统对上面级的姿态进行调整，火箭发动机开始工作，上面级减速离轨；
上面级在进入大气层后，其头部朝前，倾斜向下，并保持滑行状态；
在着陆前，通过反作用控制系统、鸭翼和尾翼配合使用对上面级的姿态进行调整，使上面级的尾部垂直朝下；
通过可控推进系统对上面级的下降速度进行调整；
通过着陆支撑腿实现上面级的着陆支撑和缓冲。
9.运载火箭的回收系统，其特征在于，包括权利要求1-7中任一项所述的运载火箭上面级回收系统。
10.根据权利要求9所述的运载火箭的回收系统，其特征在于，还包括：运载火箭助推级回收系统。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010599152.3A CN111721166A (zh) | 2020-06-28 | 2020-06-28 | 运载火箭上面级回收系统及方法、运载火箭回收系统 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010599152.3A CN111721166A (zh) | 2020-06-28 | 2020-06-28 | 运载火箭上面级回收系统及方法、运载火箭回收系统 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN111721166A true CN111721166A (zh) | 2020-09-29 |
Family
ID=72569177
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202010599152.3A Pending CN111721166A (zh) | 2020-06-28 | 2020-06-28 | 运载火箭上面级回收系统及方法、运载火箭回收系统 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN111721166A (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112963269A (zh) * | 2021-01-19 | 2021-06-15 | 中国人民解放军63921部队 | 一种利用游动发动机的运载火箭基础级垂直回收方法 |
| EP4046912A1 (en) * | 2021-02-19 | 2022-08-24 | Beijing Interstellar Glory Space Technology Co., Ltd. | Recovery system for a rocket fairing and corresponding recovery method |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6450452B1 (en) * | 1999-05-24 | 2002-09-17 | Lockheed Martin Corporation | Fly back booster |
| CN109606748A (zh) * | 2018-11-23 | 2019-04-12 | 北京蓝箭空间科技有限公司 | 火箭回收装置和液体火箭 |
| CN208813523U (zh) * | 2018-08-20 | 2019-05-03 | 北京工业大学 | 基于海上主动捕获平台的改进型运载火箭子级回收系统 |
| CN111038743A (zh) * | 2019-12-09 | 2020-04-21 | 北京翎客航天科技有限公司 | 一种可伸缩折叠的火箭着陆系统及其应用 |
| CN111189364A (zh) * | 2020-03-13 | 2020-05-22 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 一种火箭子级回收方法及系统 |
| CN111216930A (zh) * | 2020-03-13 | 2020-06-02 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 火箭子级着陆回收系统及方法 |
-
2020
- 2020-06-28 CN CN202010599152.3A patent/CN111721166A/zh active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6450452B1 (en) * | 1999-05-24 | 2002-09-17 | Lockheed Martin Corporation | Fly back booster |
| CN208813523U (zh) * | 2018-08-20 | 2019-05-03 | 北京工业大学 | 基于海上主动捕获平台的改进型运载火箭子级回收系统 |
| CN109606748A (zh) * | 2018-11-23 | 2019-04-12 | 北京蓝箭空间科技有限公司 | 火箭回收装置和液体火箭 |
| CN111038743A (zh) * | 2019-12-09 | 2020-04-21 | 北京翎客航天科技有限公司 | 一种可伸缩折叠的火箭着陆系统及其应用 |
| CN111189364A (zh) * | 2020-03-13 | 2020-05-22 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 一种火箭子级回收方法及系统 |
| CN111216930A (zh) * | 2020-03-13 | 2020-06-02 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 火箭子级着陆回收系统及方法 |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112963269A (zh) * | 2021-01-19 | 2021-06-15 | 中国人民解放军63921部队 | 一种利用游动发动机的运载火箭基础级垂直回收方法 |
| CN112963269B (zh) * | 2021-01-19 | 2022-04-15 | 中国人民解放军63921部队 | 一种利用游动发动机的运载火箭基础级垂直回收方法 |
| EP4046912A1 (en) * | 2021-02-19 | 2022-08-24 | Beijing Interstellar Glory Space Technology Co., Ltd. | Recovery system for a rocket fairing and corresponding recovery method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1163152B1 (en) | Payload carry and launch system | |
| US11649070B2 (en) | Earth to orbit transportation system | |
| US9174749B2 (en) | Reusable module for launcher | |
| US6450452B1 (en) | Fly back booster | |
| AU612549B2 (en) | Rocket-powered, air-deployed, lift-assisted booster vehicle for orbital, supraorbital and suborbital flight | |
| US3576298A (en) | Aerospace vehicle | |
| CN113353293A (zh) | 运载火箭子级回收着陆系统及方法 | |
| JP2003512254A (ja) | ロケットの第１段の再使用型ブースタ | |
| CN112344807B (zh) | 运载火箭 | |
| CN111721166A (zh) | 运载火箭上面级回收系统及方法、运载火箭回收系统 | |
| CN111189364A (zh) | 一种火箭子级回收方法及系统 | |
| CN1767977A (zh) | 带机翼航天器 | |
| US20100044494A1 (en) | Space launcher | |
| CN111174646A (zh) | 火箭整流罩回收系统及方法 | |
| US20030230676A1 (en) | Space transportation system | |
| CN212963052U (zh) | 一种运载火箭整流罩的回收结构 | |
| CN219368551U (zh) | 一种中型运载火箭可回收一子级及中型运载火箭 | |
| CN218410904U (zh) | 一种发射亚轨道载荷的气动分离可回收运载火箭 | |
| CN217716156U (zh) | 一种锥顶罩拉式回收亚轨道运载火箭 | |
| US3534924A (en) | Variable geometry manned orbital vehicle | |
| CN215285311U (zh) | 基于支撑翼和h型尾翼载机的空基发射系统 | |
| CN114750977A (zh) | 一种大头瓜瓣套罩气动分离拉式回收二级小运载火箭 | |
| CN113184219A (zh) | 基于亚跨声速载机的空基发射系统及发射方法 | |
| CN215591035U (zh) | 运载火箭子级回收着陆系统 | |
| CN215285313U (zh) | 基于外翼可c形折叠的bwb载机的空射系统 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| CB02 | Change of applicant information | ||
| CB02 | Change of applicant information |
Address after: 100045 1-14-214, 2nd floor, 136 Xiwai street, Xicheng District, Beijing Applicant after: Beijing Star glory Space Technology Co.,Ltd. Applicant after: Beijing Star glory Technology Co.,Ltd. Address before: 329, floor 3, building 1, No. 9, Desheng South Street, Daxing Economic and Technological Development Zone, Beijing 100176 Applicant before: BEIJING I-SPACE TECHNOLOGY Co.,Ltd. Applicant before: Beijing Star glory Technology Co.,Ltd. |
|
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20200929 |