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TECHNISCHES GEBIET
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Die vorliegende Erfindung betrifft eine wiederverwendbare Trägerrakete für Weltraumflüge nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1. Sie betrifft weiterhin Verfahren zum Betreiben einer derartigen wiederverwendbaren Trägerrakete.
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HINTERGRUND DER ERFINDUNG
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Zum Flug in den Weltraum vorgesehene Raketen sind üblicherweise mehrstufig ausgebildet, wobei eine mittels Rückstoßantrieben versehene erste Antriebsstufe die Rakete in die oberen Bereiche der Troposphäre bis in den oberen Bereich der Stratosphäre oder sogar darüber hinaus, etwa auf 50 bis 70 km Höhe, befördert, wo dann eine zweite Antriebsstufe gezündet wird, mit der die Rakete in einen Orbit oder auf eine interplanetare Flugbahn transportiert wird. Die erste Antriebsstufe fällt nach Brennschluss der Triebwerke zurück auf die Erde und die zweite Antriebsstufe verglüht in der Regel beim Wiedereintritt in die Atmosphäre. Seit einigen Jahren sind erfolgreiche Versuche unternommen worden, mit Rückstoßantrieben versehene erste Antriebsstufen nach Brennschluss wieder kontrolliert landen zu lassen, um sie wiederverwenden zu können. Eine solche Wiederverwendung von Raketenstufen ist aus wirtschaftlichen Gründen anzustreben. Die bisher bekannten wiederverwendbaren Raketenstufen landen mithilfe eines gesteuerten Betriebs ihrer Raketenmotoren und müssen für eine ausreichende Abbremswirkung dieser für den Raketenstart vorgesehenen Rückstoßantriebe beim Rückfall auf die Erde in eine geeignete Position gebracht werden, wozu das Vorsehen von zusätzlichen Steuerdüsen erforderlich ist. Zudem müssen beim Rückfallen auf die Erde (und gegebenenfalls sogar beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre) noch Brennstoffreserven für die geplante Landung vorhanden sein.
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STAND DER TECHNIK
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Die WO 2020/ 094 640 A1 zeigt und beschreibt ein rückkehrbares Startfahrzeug für einen Start in den Weltraum, wobei dieses Startfahrzeug einen zylindrischen Rumpfkörper aufweist, an dessen Längsseiten an dem an voneinander abgewandten Umfangspositionen jeweils zwei sich parallel zur Längsachse des zylindrischen Rumpfs erstreckende Ausleger vorgesehen sind, die im rechten Winkel vom Rumpf ausschwenkbar sind und die jeweils eine Vielzahl von Rotorgebläsen aufweisen, deren jeweilige Rotationsachse rechtwinklig zu einer durch die Längsachse des zylindrischen Raketenkörpers gehenden Ebene verläuft. Mittels dieser ausgeklappten Rotoreinheiten soll die zur Erde zurückkehrende Raketenstufe zum Zwecke einer kontrollierten Landung manövrierbar sein. Diese Rotorgebläse können zudem als Generatoren arbeiten und vorhandene Batterien beim Rücksturz zur Erdoberfläche aufladen. Zur Landung der zurückkehrenden Raketenstufe kann entweder eine Art Stoßdämpfer oder ein Landefahrwerk vorgesehen sein. Auch kann eine Landeplattform für die zurückkehrende Raketenstufe mit entsprechenden Stoßdämpfern versehen sein oder die gesamte Landeplattform kann als Netz ausgebildet sein, um die bei der Landung noch auf die Raketenstufe einwirkende Vertikalgeschwindigkeit zu absorbieren und somit die Raketenstufe sanft abzufangen.
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Die
DE 10 2014 010 109 A1 zeigt und beschreibt einen einstufig ausgebildeten militärischen Flugkörper, der nicht für den Weltraumflug, sondern für den Wirkkörpertransport ausgebildet ist und der einen zylindrischen Rumpf aufweist, um den herum vier mit elektrisch betriebenen Propellern versehene Triebwerke angeordnet sind. Eine Rückführung dieses militärischen Flugkörpers zur Startposition ist nicht vorgesehen.
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Die US 2013 / 0 087 659 A1 zeigt und beschreibt eine Weltraumrakete, die eine erste Antriebsstufe aufweist, welche mit radial vom zylindrischen Rumpf abstehenden Tragflächen versehen ist, die an ihren radialen äußeren Enden mit bewegbaren Steuerflossen versehen sind. Damit kann diese erste Antriebsstufe nach der Trennung von der weiterfliegenden Rakete wie ein Tragflächenflugzeug auf der Erde landen. Diese Stufe ist nicht für eine VTOL-Landung geeignet.
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Auch die
US 6 471 159 B1 betrifft eine Raketenstufe, die als tragflächenartiger Flugkörper ausgebildet ist und die wie ein klassisches Flugzeug landen kann. Dieser Flugkörper ist mit zwei in Tragflächenabschnitten vorgesehenen Rotorgebläsen ausgestattet, die in der jeweiligen Tragfläche kardanartig gelagert und somit schwenkbar sind. Diese Rotorgebläse wirken wie Schwenkpropeller eines VTOL-Luftfahrzeugs. Dieses luftfahrzeugartig ausgestaltete Weltraumfahrzeug kann damit nach dem Wiedereintritt bei der Rückkehr zur Erde wie ein Flugzeug fliegen, wozu der von den propellerartigen Rotationsgebläsen erzeugte Schub zur Steuerung genutzt wird. Zur Landung ist dieses Luftfahrzeug mit Landefahrwerken versehen, die jeweils Räder aufweisen.
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Die
US 9 994 305 B1 zeigt und beschreibt einen Propellerantrieb eines Tragflächenflugzeugs mit zwei koaxial auf einer Propellerwelle angeordneten Propellern, wobei die Propellerwelle sowohl mit einem Antriebsmotor als auch mit einem Generator gekoppelt sein kann. Während einer Gleitphase des Flugzeugs kann zumindest einer der Propeller den Generator zur Gewinnung von elektrischer Energie antreiben.
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DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
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Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eine verbesserte wiederverwendbare Trägerrakete für Flüge in den Weltraum anzugeben.
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Diese Aufgabe wird gelöst durch eine wiederverwendbare Trägerrakete mit den Merkmalen des Anspruchs 1.
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Eine wiederverwendbare Trägerrakete mit einem eine Längsachse aufweisenden Raketenkörper, der zumindest eine von einem vorwiegend parallel zur Längsachse wirksamen Rückstoßantrieb antreibbare Raketenstufe aufweist, die mit einem im Wesentlichen zylindrischen Rumpf versehen ist, der in Bezug auf die Längsachse zumindest zwei sich radial nach außen und in Längsrichtung erstreckende Leitwerke aufweist, wobei zumindest zwei voneinander abgewandte Leitwerke mit jeweils zumindest einer Luftdurchtrittsöffnung versehen sind und wobei in jeder der Luftdurchtrittsöffnungen zumindest ein mittels eines Rotorantriebs antreibbarer Landerotor angeordnet ist, dessen Rotorachse im Wesentlichen rechtwinklig zu einer Parallelen der Längsachse des Raketenkörpers ausgerichtet ist, zeichnet sich erfindungsgemäß dadurch aus, dass jedes Leitwerk obere und untere jeweils um eine Schwenkachse parallel zur Längsachse der Trägerrakete schwenkbare Steuerklappen aufweist und dass die oberen und die unteren Steuerklappen jeweils um 90° um die zugeordnete Schwenkachse schwenkbar sind und in diesem verschwenkten Zustand Landebeine für eine Landung der ersten Raketenstufe bilden.
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VORTEILE
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Das Vorsehen der mit Rotoren versehenen Rotorantriebe in den Leitwerken gestattet es, bei der Rückkehr der Raketenstufe zur Erdoberfläche, die Rotorantriebe mit den Rotoren beim Hinabfallen der Raketenstufe auf die Erde einzuschalten und durch entsprechende Steuerung der Rotorantriebe die Raketenstufe so auszurichten, dass die von den Luftdurchtrittsöffnungen gebildeten Luftkanäle, in denen die Rotoren wirksam angeordnet sind, durchströmt werden, so dass alle Rotoren beim Hinabfallen angeströmt werden. Bei einer derartigen Fluglage können die Rotoren im Autogyro-Modus betrieben werden und dadurch die Raketenstufe abbremsen und deren Fluglage stabilisieren. Kurz vor Erreichen der Erdoberfläche können die Rotorantriebe wieder in einen Antriebsmodus geschaltet werden, um dann aktiv einen ausgewählten Landeplatz für die Raketenstufe anzufliegen und dort eine kontrollierte Landung durchzuführen. Um die Rotoren beim Start und beim Flug in die Stratosphäre zu schützen, können die Luftkanäle mit entsprechenden Abdeckungen verschlossen sein, die dann beim Hinabfallen zur Erde geöffnet oder entfernt werden, bevor die Rotorantriebe aktiviert werden. Die Steuerklappen nehmen dabei als Zweitfunktion die Funktion von Landebeinen ein.
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Weitere bevorzugte und vorteilhafte Ausgestaltungsmerkmale der erfindungsgemäßen wiederverwendbaren Trägerrakete sind Gegenstand der Unteransprüche 2 bis 6.
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Bei einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass die Raketenstufe eine erste Antriebsstufe bildet, die mit dem Raketenkörper und / oder mit einer zumindest einen Rückstoßantrieb aufweisenden Oberstufe der Trägerrakete gekoppelt oder koppelbar und davon entkoppelbar ist, dass die Oberstufe zumindest zwei voneinander abgewandte obere Leitwerke mit jeweils zumindest einer Oberstufen-Luftdurchtrittsöffnung aufweist und dass in jeder der Oberstufen-Luftdurchtrittsöffnungen zumindest ein mittels eines Rotorantriebs antreibbarer Oberstufen-Landerotor angeordnet ist, dessen Rotorachse im Wesentlichen rechtwinklig zu einer Parallelen der Längsachse des Raketenkörpers ausgerichtet ist. Bei dieser Variante der erfindungsgemäßen Trägerrakete ist nicht nur die erste Raketenstufe, sondern auch die Oberstufe wiederverwendbar und in gleicher Weise wie die erste Raketenstufe kontrolliert landbar.
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Von Vorteil ist dabei eine Weiterbildung, bei der die Oberstufe einen im Wesentlichen zylindrischen Rumpf aufweist, von dem sich an zwei voneinander abgewandten Seiten jeweils ein starres Leitwerk radial nach außen und in Längsrichtung der Trägerrakete erstreckt, bei der das jeweilige Leitwerk obere und untere jeweils um eine Schwenkachse parallel zur Längsachse der Trägerrakete schwenkbare Steuerklappen aufweist und bei der die oberen und die unteren Steuerklappen jeweils um 90° um die zugeordnete Schwenkachse schwenkbar sind und in diesem verschwenkten Zustand Landebeine für eine Landung der Oberstufe bilden. Es werden hierbei die Steuerklappen der Oberstufe ebenfalls als Landebeine genutzt.
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Vorzugsweise weist der jeweilige Rotorantrieb zumindest einen Elektromotor als Antriebsmaschine auf. Derart elektrisch angetriebene Rotoren reduzieren in der Landephase die Lärmentwicklung und erzeugen keine bodennah entstehenden Triebwerksabgase.
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Dabei ist es von Vorteil, wenn die Raketenstufe mit zumindest einer Stromspeichereinrichtung zur Speicherung von elektrischer Energie und zur Versorgung des Rotorantriebs des zumindest einen Landerotors mit elektrischer Energie versehen ist.
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Auch von Vorteil ist es, wenn die mit Rotorantrieben und Landerotoren versehene Oberstufe mit zumindest einer Stromspeichereinrichtung zur Speicherung von elektrischer Energie und zur Versorgung des Rotorantriebs des zumindest einen Oberstufen-Landerotors mit elektrischer Energie versehen ist.
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Die Ausstattung der Raketenstufe und/oder der Oberstufe mit elektrisch von Rotorantrieben angetriebenen Landerotoren und die jeweils autonome Stromversorgung durch die betreffende Stromspeichereinrichtung ermöglicht jeweils einen vollelektrischen und autonomen landebetrieb, ohne dass für die Landung ein Raketentriebwerk als Bremstriebwerk gezündet und betrieben werden müsste. Das im Stand der Technik nachteilige Mitführen von Raketentreibstoff beim Rücksturz der Raketenstufe beziehungsweise der Oberstufe auf die Erde wird bei der erfindungsgemäßen Trägerrakete somit vermieden.
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Der auf das Verfahren zum Betreiben einer Trägerrakete gerichtete Teil der Aufgabe wird alternativ durch das Verfahren gemäß Anspruch 7 und das Verfahren gemäß Anspruch 8 gelöst.
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Bei einem ersten Verfahren zum Betreiben einer wiederverwendbaren Trägerrakete mit einer wiederverwendbaren Raketenstufe, wobei die Trägerrakete in einem ersten Schritt mittels ihres Rückstoßantriebs von einem Startplatz auf ein vorgegebenes erstes Höhenniveau transferiert wird, wird beim Erreichen des ersten Höhenniveaus die Raketenstufe vom Raketenkörper entkoppelt und die Raketenstufe sinkt daraufhin aus dem ersten Höhenniveau zur Erde hinab, wobei beim Erreichen eines ersten Abfang-Höhenniveaus die Rotorantriebe der Raketenstufe in einen Antriebsmodus geschaltet werden, woraufhin die Raketenstufe in einem kontrollierten Sinkflug- und Landemodus betrieben wird und wieder kontrolliert zum Startplatz oder zu einem anderen Landeplatz zurückgeführt wird, wo sie auf den Landebeine bildenden verschwenkten Steuerklappen landet. Bei diesem Verfahren ist die erste Raketenstufe wiederverwendbar.
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Bei einem zweiten Verfahren zum Betreiben einer wiederverwendbaren Trägerrakete, die mit einer wiederverwendbaren ersten Raketenstufe und einer wiederverwendbaren Oberstufe versehen ist, wird die Trägerrakete in einem ersten Schritt mittels ihres Rückstoßantriebs von einem Startplatz auf ein vorgegebenes erstes Höhenniveau transferiert. Beim Erreichen des ersten Höhenniveaus wird die Raketenstufe vom Raketenkörper beziehungsweise von der Oberstufe entkoppelt und der Rückstoßantrieb der Oberstufe wird gezündet. Die erste Raketenstufe sinkt daraufhin aus dem ersten Höhenniveau zur Erde hinab, wobei beim Erreichen eines ersten Abfang-Höhenniveaus die Rotorantriebe der ersten Raketenstufe in einen Antriebsmodus geschaltet werden, woraufhin die erste Raketenstufe in einem kontrollierten Sinkflug- und Landemodus betrieben und - wie bei der ersten Alternative - wieder kontrolliert zum Startplatz oder zu einem anderen Landeplatz zurückgeführt wird, wo sie auf den Landebeine bildenden verschwenkten Steuerklappen landet. Beim Erreichen eines zweiten Höhenniveaus wird dann die Oberstufe vom Raketenkörper entkoppelt oder eine von der Oberstufe getragene Nutzlast wird abgesetzt, woraufhin die Oberstufe - nach einem entsprechenden Bremsmanöver - aus dem zweiten Höhenniveau zur Erde hinabsinkt, wobei beim Erreichen eines zweiten Abfang-Höhenniveaus die Rotorantriebe der Oberstufe in einen Antriebsmodus geschaltet werden, woraufhin die Oberstufe in einem kontrollierten Sinkflug- und Landemodus betrieben und wieder kontrolliert zum Startplatz oder zu einem anderen Landeplatz zurückgeführt wird, wo sie auf den Landebeine bildenden verschwenkten Steuerklappen landet. Liegt das zweite Höhenniveau im Weltraum außerhalb der Erdatmosphäre, so tritt die Oberstufe zunächst wieder in die Erdatmosphäre ein. Zum Schutz gegen die beim Wiedereintritt entstehende Hitze ist die Oberstufe in diesem Fall zumindest bereichsweise mit einem Hitzeschutzschild oder zumindest einer Wärmeschutzschicht versehen.
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Vorzugsweise können bei beiden Verfahrensvarianten die Landerotoren der Raketenstufe beim Absinken innerhalb eines Bereichs der Atmosphäre, in dem die Luftdichte ausreichend groß für den Betrieb der Landerotoren ist, bis zu einem ersten Abfang-Höhenniveau in einem Autogyromodus betrieben werden. Der Autogyromodus stabilisiert nicht nur den unkontrollierten Sinkflug der Raketenstufe vom ersten Höhenniveau zum ersten Abfang-Höhenniveau, sondern liefert - bei nicht ausreichend geladenen Stromspeichereinrichtungen - zudem elektrische Energie, die im darauffolgenden kontrollierten Sinkflug, beim Landeanflug und bei der Landung genutzt werden kann.
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Dabei werden bevorzugterweise beim Erreichen des ersten Abfang-Höhenniveaus die Rotorantriebe der Raketenstufe in einen Antriebsmodus geschaltet, woraufhin die Raketenstufe in einem kontrollierten Sinkflug- und Landemodus betrieben wird.
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Analog zur ersten Raketenstufe werden bei der zweiten Variante des erfindungsgemäßen Verfahrens die Landerotoren der Oberstufe beim Absinken innerhalb eines Bereichs der Atmosphäre, in dem die Luftdichte ausreichend groß für den Betrieb der Rotoren ist, bis zu einem zweiten Abfang-Höhenniveau in einem Autogyromodus betrieben. Der Autogyromodus stabilisiert auch hier nicht nur den unkontrollierten Sinkflug der Oberstufe vom zweiten Höhenniveau zum zweiten Abfang-Höhenniveau, sondern liefert - bei nicht ausreichend geladenen Stromspeichereinrichtungen - zudem elektrische Energie, die im darauffolgenden kontrollierten Sinkflug, beim Landeanflug und bei der Landung genutzt werden kann.
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Bei der zweiten Variante der Erfindung werden beim Erreichen des zweiten Abfang-Höhenniveaus die Rotorantriebe der Oberstufe in einen Antriebsmodus geschaltet werden, woraufhin die Oberstufe in einem kontrollierten Sinkflug- und Landemodus betrieben wird.
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Vorzugsweise wird somit im Autogyromodus der ersten Raketenstufe und/oder der Oberstufe elektrische Energie gewonnen und zwischengespeichert wird, die jeweils im darauffolgenden kontrollierten Sinkflug, beim Landeanflug und bei der Landung genutzt werden kann.
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Die Idee der vorliegenden Erfindung besteht also primär darin, eine Raketenstufe mit Luftkanälen in einander gegenüber gelegenen seitlichen Leitwerken auszustatten und in den Luftkanälen von elektrischen Rotorantrieben antreibbare Landerotoren vorzusehen, wobei die Luftkanäle beim Start und in der Aufstiegsphase vorzugsweise abgedeckt sind. Wenn die Raketenstufe dann nach Beendigung der Aufstiegsphase, also nach Brennschluss ihrer Raketentriebwerke, zurück zur Erde fällt, werden die Abdeckungen der Luftkanäle - soweit vorhanden - entfernt oder geöffnet, so dass Luft durch die Luftkanäle hindurchströmen kann, und die Rotorantriebe mit den Landerotoren werden wie bei einem Multikopter gesteuert angetrieben, um die Raketenstufe mittels ihrer Rotorantriebe zum Startplatz oder zu einem anderen Landeplatz kontrolliert zurückzuführen. Diese Technik kann sowohl bei einstufigen als auch bei mehrstufigen Trägerraketen eingesetzt werden, wobei bei mehrstufigen Trägerraketen nicht nur die erste Raketenstufe, sondern auch die Oberstufe entsprechend der ersten Raketenstufe mit derartigen Landerotoren ausgestaltet sein kann.
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Anstelle von Batterien oder Akkumulatoren können zur Energieversorgung der Rotorantriebe selbstverständlich auch andere Stromspeichereinrichtungen wie beispielsweise Superkondensatoren oder auch andere elektrische Energiequellen wie beispielsweise Brennstoffzellen vorgesehen sein.
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Bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung mit zusätzlichen Ausgestaltungsdetails und weiteren Vorteilen sind nachfolgend unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben und erläutert.
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Figurenliste
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Es zeigt:
- 1 eine erste Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Trägerrakete mit einer wiederverwendbaren ersten Raketenstufe gemäß der Erfindung in einer Seitenansicht;
- 2 eine Ansicht der Trägerrakete aus 1 von unten in Richtung des Pfeils II in 1;
- 3 eine zweite Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Trägerrakete mit einer wiederverwendbaren ersten Raketenstufe und einer wiederverwendbaren Oberstufe gemäß der Erfindung und
- 4 eine Ansicht der Trägerrakete aus 3 von unten in Richtung des Pfeils IV in 3.
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DARSTELLUNG VON BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN
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1 zeigt eine erste Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Trägerrakete 1 mit einem Raketenkörper 2, der eine wiederverwendbare ersten Raketenstufe 3 und einer nicht wiederverwendbare Oberstufe 4 sowie einen Nutzlastträger 5 aufweist. Im Nutzlastträger 5 ist eine Nutzlast 6 hinter einer an der Spitze 10 der Trägerrakete 1 vorgesehenen Verkleidung 11 eines Nutzlastraums 12 von der Trägerrakete 1 aussetzbar angeordnet.
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Die erste Raketenstufe 3 wird von einem im Wesentlichen zylindrischen Rumpf 3' gebildet, von dem sich an zwei voneinander abgewandten (oder einander gegenüber gelegenen) Seiten jeweils ein starres Leitwerk 30, 30' radial nach außen und in Längsrichtung der Trägerrakete 1 erstreckt. Die Leitwerke 30, 30' dienen im Flug der Trägerrakete in an sich bekannter Weise der Stabilisierung der Fluglage. Das jeweilige Leitwerk 30, 30' weist jeweils obere und untere jeweils um eine Achse parallel zur Längsachse Z der Trägerrakete 1 schwenkbare Steuerklappen 31, 32, 31', 32' auf. Zwischen den oberen und den unteren Steuerklappen 31, 32, 31', 32' sind in den starren Bereichen des jeweiligen Leitwerks 30, 30' mehrere (im gezeigten Beispiel vier) Luftdurchtrittsöffnungen 33, 34, 35, 36, 33', 34', 35', 36' vorgesehen, die durch nicht dargestellte Abdeckungen auf beiden Flächenseiten der Leitwerke 30, 30' verschließbar sind.
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In jeder der Luftdurchtrittsöffnungen 33, 34, 35, 36, 33', 34', 35', 36' ist ein mit einem jeweiligen Landerotor 37, 37' versehener elektrischer Rotorantrieb 38, 38' angeordnet, dessen Rotorachse XR, XR' im Wesentlichen rechtwinklig zu einer Parallelen der Längsachse Z des Raketenkörpers 2 und damit der Trägerrakete 1 ausgerichtet ist. Die Rotorebenen der jeweiligen Landerotoren 37, 37' liegen daher parallel zur Längsachse Z und bilden vorzugsweise eine gemeinsame Rotorebene E aus, die im Wesentlichen mit der Ebene übereinstimmt, in der sich die einander gegenüber gelegenen Leitwerke 30, 30' erstrecken.
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Elektrische Stromspeichereinrichtungen (nicht dargestellt) zur Stromversorgung der Rotorantriebe 38, 38' sind im Rumpf 3' vorgesehen, wo auch (nicht gezeigte) Treibstofftanks zur Versorgung der Raketenmotoren 39' des Rückstoßantriebs 39 der ersten Raketenstufe 3 vorgesehen sind.
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2 zeigt eine Ansicht der ersten Raketenstufe 3 von unten mit Blick auf die Raketenmotoren 39' des Rückstoßantriebs 39. In dieser Darstellung sind die oberen und die unteren Steuerklappen 31, 32, 31', 32' jeweils um 90° um ihre jeweilige Schwenkachse Z1, Z2, Z3, Z4 verdreht und bilden Landebeine für eine Landung der ersten Raketenstufe 3 aus. Dazu ragt der nach unten hervorstehende teil der jeweiligen Steuerklappe 31, 32, 31', 32' über den Radius des zylindrischen Rumpfs 3' hinaus, so dass der Rumpf 3' nicht mit der (ebenen) Landefläche L in Kontakt gerät.
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Die in den 1 und 2 dargestellte Ausführungsform der wiederverwendbaren Trägerrakete 1 bildet ein teilwiederverwendbares Trägerraketen-System für große Nutzlasten. Der Flugablauf dieser ersten Ausführungsform der Trägerrakete 1 gestaltet sich wie folgt:
- Der Start der Trägerrakete 1 erfolgt in an sich bekannter Weise von einem Startplatz mittels des Rückstoßantriebs 39 der ersten Raketenstufe 3, wodurch die Trägerrakete 1 auf ein vorgegebenes erstes Höhenniveau transferiert wird. Beim Erreichen des ersten Höhenniveaus wird die erste Raketenstufe 3 vom Raketenkörper 2 beziehungsweise von der Oberstufe 4 entkoppelt und der Rückstoßantrieb der Oberstufe befördert den Rest der Trägerrakete 1 weiter in den Weltraum oder in einen Orbit um die Erde. Die erste Raketenstufe 3 fällt nach dem Abtrennen der Oberstufe 4 entweder direkt zur Erde zurück oder vollführt ein „Boost Back“-Manöver, um zum Startplatz zurückzukehren. Die Steuerung des atmosphärischen Fluges wird dabei von den Steuerklappen 31, 32, 31', 32' übernommen. Dabei wird die erste Raketenstufe 3 in einem großen Anstellwinkel gehalten, um eine maximale Bremswirkung zu erzielen. Dabei kann in einer letzten Phase des freien Falls ein Autogyro-Betrieb der Landerotoren 37, 37' unterstützend mitwirken, wozu vorher eventuell vorhandene Abdeckungen (zum Beispiel Deckel oder Klappen) der Luftdurchtrittsöffnungen 33, 34, 35, 36, 33', 34', 35', 36' entfernt oder geöffnet werden. Während dieser Phase des Sturzflugs werden die propellerartigen Landerotoren 37, 37' durch die anströmende Luft in Rotation versetzt (Autorotation). In einer geeigneten Höhe werden die Rotorantriebe 38, 38' eingeschaltet und der Sturzflug wird mittels der durch die Rotorantriebe 38, 38' in Rotation versetzten propellerartigen Landerotoren 37, 37' abgefangen. Die erste Raketenstufe 3 landet daraufhin kontrolliert am Startplatz oder auf einem anderen vorgegebenen Landeplatz. Die kontrollierte Landung erfolgt auf den - wie in 2 dargestellt - um 90° ausgeschwenkten oberen und unteren Steuerklappen 31, 32, 31', 32', die als Landebeine dienen.
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Bei der in 3 dargestellten zweiten Variante einer erfindungsgemäßen Trägerrakete 101 entsprechen der Aufbau der Trägerrakete 101 und die erste Raketenstufe 103 der in den 1 und 2 dargestellten ersten Variante; lediglich die Oberstufe 104 ist abweichend ausgestaltet und dadurch ebenfalls wiederverwendbar ausgebildet. Es wird daher nachstehend nur der Aufbau der Oberstufe 104 beschrieben, die analog zur ersten Raketenstufe 103 gestaltet ist und dadurch zu einer ebenfalls wiederverwendbaren Stufe der Trägerrakete 101 wird .
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Die Oberstufe 104 ist - wie die erste Raketenstufe 103 - von einem im Wesentlichen zylindrischen Rumpf 104' gebildet, von dem sich an zwei voneinander abgewandten (oder einander gegenüber gelegenen) Seiten jeweils ein starres Leitwerk 140, 140' radial nach außen und in Längsrichtung der Trägerrakete 101 erstreckt. Die Leitwerke 140, 140' dienen im Flug der Trägerrakete in an sich bekannter Weise der Stabilisierung der Fluglage. Das jeweilige Leitwerk 140, 140' weist jeweils obere und untere jeweils um eine Achse parallel zur Längsachse Z' der Trägerrakete 101 schwenkbare Steuerklappen 141, 142, 141', 142' auf. Zwischen den oberen und den unteren Steuerklappen 141, 142, 141', 142' sind in den starren Bereichen des jeweiligen Leitwerks 140, 140' mehrere (im gezeigten Beispiel vier) Luftdurchtrittsöffnungen 143, 144, 145, 146, 143', 144', 145', 146' vorgesehen, die vorzugsweise durch nicht dargestellte Abdeckungen (zum Beispiel Deckel oder Klappen) auf beiden Flächenseiten der Leitwerke 140, 140' beim Start und während des Aufstiegs verschlossen sind und beim Rückfallen zur Erde entfernt oder geöffnet werden.
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In jeder der Luftdurchtrittsöffnungen 143, 144, 145, 146, 143', 144', 145', 146' ist ein mit einem jeweiligen propellerartigen Landerotor 147, 147' versehener elektrischer Rotorantrieb 148, 148' angeordnet, dessen Rotorachse im Wesentlichen rechtwinklig zu einer Parallelen der Längsachse Z' des Raketenkörpers 102 und damit der Trägerrakete 101 ausgerichtet ist. Die Rotorebenen der jeweiligen Landerotoren 147, 147' liegen daher parallel zur Längsachse Z' und bilden vorzugsweise eine gemeinsame Rotorebene E' aus, die im Wesentlichen mit der Ebene übereinstimmt, in der sich die einander gegenüber gelegenen Leitwerke 140, 140' erstrecken. Elektrische Stromspeichereinrichtungen (nicht dargestellt) zur Stromversorgung der Rotorantriebe 148, 148' sind im Rumpf 140 vorgesehen, wo auch (nicht gezeigte) Treibstofftanks zur Versorgung der Raketenmotoren 149' des Rückstoßantriebs 149 der Oberststufe 104 vorgesehen sind.
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4 zeigt eine Ansicht der Oberstufe 104 von unten mit Blick auf den Raketenmotor 149' des Rückstoßantriebs 149. In dieser Darstellung sind die oberen und die unteren Steuerklappen 141, 142, 141', 142' jeweils um 90° um ihre jeweilige Schwenkachse Z1', Z2', Z3', Z4' verdreht und bilden Landebeine für eine Landung der Oberstufe 104 aus. Dazu ragt der nach unten hervorstehende Teil der jeweiligen Steuerklappe 141, 142, 141', 142' über den Radius des zylindrischen Rumpfs 104' hinaus, so dass der Rumpf 104' nicht mit der (ebenen) Landefläche L' in Kontakt gerät.
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Die in den 3 und 4 dargestellte Ausführungsform der wiederverwendbaren Trägerrakete 101 bildet ein vollwiederverwendbares Trägerraketen-System für große Nutzlasten. Der Flugablauf dieser ersten Ausführungsform der Trägerrakete 101 gestaltet sich wie folgt:
- Der Start der Trägerrakete 101 erfolgt wie bei der ersten Variante von einem Startplatz mittels des Rückstoßantriebs der ersten Raketenstufe 103, wodurch die Trägerrakete 101 auf ein vorgegebenes erstes Höhenniveau transferiert wird. Dort wird die Oberstufe 104 entkoppelt und die erste Raketenstufe 103 wird - wie in Verbindung mit den 1 und 2 beschrieben - wieder kontrolliert zur Erde zurückgeführt. Die Oberstufe 104 fliegt hingegen weiter bis zum Erreichen eines zweiten Höhenniveaus, wo sie die Nutzlast 106 absetzt. Dabei erreicht die Oberstufe 104 mit der Nutzlast 106 Orbitalgeschwindigkeit. Nach dem Absetzen der Nutzlast 106 im Orbit wird die Oberstufe 104 durch erneutes Zünden ihres Rückstoßantriebs 149 soweit abgebremst, dass sie in einer ballistischen Bahn wieder in die Atmosphäre eintritt. Der Sturzflug der Oberstufe 104 zur Erde und die Landung der Oberstufe 104 erfolgen, wie bei der ersten Raketenstufe 103, durch Einschalten der Rotorantriebe 148, 148' und daraufhin erfolgendes Abfangen des Sturzflugs mittels der durch die Rotorantriebe 148, 148' in Rotation versetzten propellerartigen Landerotoren 147, 147', wobei zunächst eventuell vorgesehene Abdeckungen der Luftkanäle entfernt oder geöffnet werden. Die kontrollierte Landung erfolgt auch hier auf den um 90° ausgeschwenkten oberen und die unteren Steuerklappen 141, 142, 141', 142', die als Landebeine dienen.
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Bezugszeichen in den Ansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen dienen lediglich dem besseren Verständnis der Erfindung und sollen den Schutzumfang nicht einschränken.
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Bezugszeichenliste
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Es bezeichnen:
- 1
- Trägerrakete
- 2
- Raketenkörper
- 3
- wiederverwendbare erste Raketenstufe
- 3'
- zylindrischer Rumpf
- 4
- nicht wiederverwendbare Oberstufe
- 5
- Nutzlastträger
- 6
- Nutzlast
- 10
- Spitze
- 11
- Verkleidung
- 12
- Nutzlastraum
- 30
- starres Leitwerk
- 30'
- starres Leitwerk
- 31
- schwenkbare Steuerklappe
- 31'
- schwenkbare Steuerklappe
- 32
- schwenkbare Steuerklappe
- 32'
- schwenkbare Steuerklappe
- 33
- Luftdurchtrittsöffnung
- 33'
- Luftdurchtrittsöffnung
- 34
- Luftdurchtrittsöffnung
- 34'
- Luftdurchtrittsöffnung
- 35
- Luftdurchtrittsöffnung
- 35'
- Luftdurchtrittsöffnung
- 36
- Luftdurchtrittsöffnung
- 36'
- Luftdurchtrittsöffnung
- 37
- Landerotor
- 37'
- Landerotor
- 38
- elektrischer Rotorantrieb
- 38'
- elektrischer Rotorantrieb
- 39
- Rückstoßantrieb
- 39'
- Raketenmotor
- 101
- Trägerrakete
- 103
- erste Raketenstufe
- 104
- Oberstufe
- 104'
- zylindrischer Rumpf
- 106
- Nutzlast
- 140
- starres Leitwerk
- 140'
- starres Leitwerk
- 141
- Steuerklappe
- 141'
- Steuerklappe
- 142
- Steuerklappe
- 142'
- Steuerklappe
- 143
- Luftdurchtrittsöffnung
- 143'
- Luftdurchtrittsöffnung
- 144
- Luftdurchtrittsöffnung
- 144'
- Luftdurchtrittsöffnung
- 145
- Luftdurchtrittsöffnung
- 145'
- Luftdurchtrittsöffnung
- 146
- Luftdurchtrittsöffnung
- 146'
- Luftdurchtrittsöffnung
- 147
- Landerotor
- 147'
- Landerotor
- 148
- elektrischer Rotorantrieb
- 148'
- elektrischer Rotorantrieb
- 149
- Rückstoßantrieb
- 149'
- Raketenmotor
- E
- Rotorebene
- E'
- Rotorebene
- L
- Landefläche
- L'
- Landefläche
- XR
- Rotorachse
- X'R
- Rotorachse
- Z
- Längsachse der Trägerrakete 1
- Z'
- Längsachse der Trägerrakete 101
- Z1
- Schwenkachse
- Z'1
- Schwenkachse
- Z2
- Schwenkachse
- Z'2
- Schwenkachse
- Z3
- Schwenkachse
- Z'3
- Schwenkachse
- Z4
- Schwenkachse
- Z'4
- Schwenkachse
