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Die
Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der Raketen-Raumtechnik und
kann Verwendung finden bei der Schaffung von all-azimuth Raketensystemen zum
Aufstieg von Raumobjekten zu Bezugsumlaufbahnen in weitem Bereich
von Bahnneigungswinkeln ohne Abgabe von Land für ein Gebiet, in welches erste
Stufen fallen.
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Hintergrund
der Erfindung
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Gegenwärtig sind
verschiedene Projekte von wiederverwendbaren Hilfsraketen der ersten
Stufen von Trägerraketen
bekannt, die mit tragenden aerodynamischen Oberflächen und
Landefahrwerken ausgestattet sind, um nach Abschalten der Triebwerke,
Abtrennung der Hilfsrakete vom Raketenfahrzeug und Atmosphäreneintritt
atmosphärisch
zu fliegen und auf einem Flugplatz zu landen. Dies ermöglicht die
Lösung
des Problems der ökologischen
Sicherheit während
des Hochbringens des Raketenfahrzeugs und die Kosten des Transports
von Nutzlast in den Orbit zu reduzieren.
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Es
ist insbesondere eine wiederverwendbare Hilfsrakete für das erste
Stadium eines Raketenfahrzeuges für die Variante der Modernisierung
eines wiederverwendbaren kosmischen Transportsystems "Space Shuttle" bekannt. Die Hilfsrakete
besitzt einen Körper
einschließlich
Tank für
das Oxidationsmittel und Treibstoff, einen Nasenabschnitt mit einer Haube,
einen Zwischentankabschnitt und ein Heckteil, eine Raketenmotorinstallation
im Heckteil, eine auf dem Körper
angebrachte Tragfläche
nach Arte eines Tiefdeckers hinter dem Zwischentankabschnitt, eine
vordere horizontale Flossenanordnung auf dem Nasenabteil oberhalb
der Tragfläche,
eine luftgespeiste Düsentriebwerksinstallation
mit sechs Turbojetmotoren, die an der Unterseite der Tragfläche und vier
Turbojetmotoren, die an der Unterseite des Körpers angeordnet sind, sowie
ein Dreibeinfahrwerk mit zwei Hauptstützen im Bereich der Tragflächentiefe an
der Wurzel der Tragflächen konsolen
und einer Frontstütze,
die im Nasenabschnitt angeordnet ist (s. M. G. Benton, Reusable
Flyback Liquid Rocket Booster for the Space Shuttle, Journal of
Spacecraft and Rockets, VII–VIII
1989, Vol. 26, N4 p 252, 1).
Die Konstruktion der Hilfsrakete sorgt für ihre Rückkehr und horizontale Landung
im Bereich des Startkomplexes. Nachteile dieser Konstruktion einer
wiederverwendbaren Hilfsrakete sind das große Maß (Spannweite) der Tragflächenkonsolen
und dass die Verwendung dieser technischen Lösung zu substantiellen Änderungen
der Konstruktion des Startkomplexes führt. Wesentliche Abmessungen
der Tragflächenkonsolen
führen
auch zu einem Anwachsen der Windlasten auf die gesamte Konstruktion
des Raketenfahrzeugs während
des aktiven Abschnitts des Aufstiegs, was das Gewicht nicht nur
der wiederverwendbaren Hilfsrakete selbst erhöht, sondern auch die folgenden
Stufen des Raketenfahrzeugs und als Folge davon zu zusätzlichen
Verlusten des Gewichts der Nutzlast. Darüber hinaus führt die
Anordnung der Auftriebsoberflächen
nach dem "Kreuzholz"-Schema zu Problemen
bei der Aufrechterhaltung der Balance, der Stabilität und Kontrollierbarkeit
während
aller Flugabschnitte. Ein zusätzlicher
Nachteil dieser Konstruktion ist die Anordnung der Turbojet-Motoren
auf den Tragflächenkonsolen
und die niedrigere Oberfläche
des Körpers,
was einen thermischen Schutz der Motoren selbst erfordert und ebenso
das Gewicht der Hilfsrakete erhöht.
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Eine
wiederverwendbare Hilfsrakete für
die erste Stufe eines Raketenfahrzeugs ist ebenfalls bekannt, welche
eine Raketenanordnung und eine Flugzeugzelle umfasst, die in Form
separater Monoblockeinheiten hergestellt und durch Power-Link-Einheiten miteinander
verbunden sind. Die Raketenanordnung ist mit einem Triebwerk und
Regelmotoren für
das Strahltriebwerk ausgestattet. Der Nasenteil der Raketenanordnung
ist mit einer Haube verschlossen. Die Zelle hat einen Rumpf, zwei
Faltflügelkonsolen,
eine ausfahrbare rückwärtige Flosse, eine
ausfahrbare aerodynamische Klappe sowie ein Landefahrwerk. Die Tragflächenkonsolen
weisen in einer diametralen Ebene Drehachsen auf, die in den Bereich
des Schwerpunktes der Hilfsraketenkonstruktion hineinreichen. In
eingefahrener Stellung liegen die Tragflächenkonsolen vorwärts längs des Rumpfes
und mit Kanten innerhalb von dessen Schlitzen unter Bildung einer
Dreieckstragfläche
kleiner Länge
und der Möglichkeit
der Bildung einer Tragfläche
in offener Stellung. Die Schwanzflossenanordnung weist in offener
Stellung eine V-Form auf und kann mit zwei luftgespeisten Düsenmotoren
für den
Rückflug
der Hilfsrakete zum Flughafen nahe dem Abschlusspunkt des Raketenfahrzeugs
versehen sein. Das Fahrwerk besteht aus einer Hauptstütze, einem
Frontbein und zusätzlichen
Tragflächestützen (SU
Patent No. 205,39,36, Klasse B 64 G 1/00, ¼, 10. Feb. 1996). Die Anbringung
der luftgespeisten Strahltriebwerke auf den Konsolen der Heckflossenanordnung
macht die Konstruktion der Heckflossenanordnung komplexer und erfordert
den Wärmeschutz
der Triebwerke selbst, was zu einer Gewichtserhöhung der Hilfsrakete führt. Die
Anwesenheit einer Ausgleichsklappe und Drehlagern der Tragfläche macht
das Stabilisieren der Hilfsrakete signifikant komplexer über alle
Bereiche der Fluggeschwindigkeit.
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Der
geringe Abstand vom aerodynamischen Fokus der Flossenanordnung zum
Massenschwerpunkt der Hilfsrakete resultiert in einem drastischen Anwachsen
der Fläche
der Flossenanordnung und folglich ihres Gewichts.
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Die
Ausführung
der Raketenanordnung und der Zelle in Form von separaten Monoblocks
erhöht das
Gewicht der Hilfsrakete insgesamt. Darüber hinaus ändert das Ausfalten der Konsolen
in der Atmosphäre
signifikant die Aerodynamik der Hilfsrakete und führt zur
Notwendigkeit, die Stabilisierungs- und Kontrollprobleme zu lösen.
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Eine
der beanspruchten Erfindung besonders ähnliche Hilfsrakete hinsichtlich
der Kombination der Materialmerkmale ist die wiederverwendbare Hilfsrakete
der ersten Stufe des Raketenfahrzeugs mit einem Rumpf mit Tanks
für Oxidationsmittel
und Treibstoff, ein Nasenabschnitt mit länglicher Haube zwischen Tankabschnitten
und Heck, einer Raketenmotoreinrichtung mit einem insgesamt beweglichen gestreckten
Flügel,
der an der flachen Unterseite des Rumpfes befestigt ist mit einer
Einheit, diesen zu drehen und in einer Stellung längs der
Hilfsraketenachse während
des Aufstiegs und in einer um 90° geschwenkten
Stellung während
des Rückfluges
der Hilfsrakete zu fixieren, sowie vertikalen und horizontalen Flossenanordnungen,
die jede aus zwei ausfahrbaren Platten bestehen, die auf den Flächenkonsolen
und im Nasenabschnitt positioniert sind, einem Dreibeinfahrwerk,
bestehend aus zwei Hauptstützen am
Hilfsraketenrumpf im Bereich des Zwischentankabschnitts und einer
Frontstütze
im Nasenabschnitt, sowie aerodynamischen Kontrollorganen (s. US-Patent
No. 4,834,324, Klasse 244/160, B64 G 1/14, 30. Mai 1989).
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Die
insgesamt bewegliche Tragfläche
optimiert das Design des Raketenfahrzeugs während des Aufstiegs und die
Möglichkeit,
die wiederverwendbare Hilfsrakete in bestehende Einrichtungen während der
Wartung zwischen den Flügen
einzubringen. Jedoch hat die bekannte Hilfsrakete eine Reihe von
Nachteilen:
- – die Rückkehr dieser Hilfsrakete nach
der Trennung von der zweiten Stufe des Raketenfahrzeugs ist nur
im Gleitflug möglich,
da ein luftgespeistes Strahltriebwerk nicht bei der Auslegung der
Hilfsrakete vorgesehen ist. Daher wird die Trennung der ersten und
der zweiten Stufe des Raketenfahrzeugs bei niedriger Höhe und niedriger
Geschwindigkeit vorgenommen, was zu einer Gewichtszunahme der zweiten
Stufe führt
und entsprechend einer Reduzierung der Nutzlast;
- – die
Vorwärtsanordnung
der horizontalen Flosse schafft keine akzeptable Balance der wiederverwendbaren
Hilfsrakete bei einen Anstellwinkel von 40–50° nach der Trennung vom Raketenfahrzeug
für den
Rückflug
und einem solchen von 3–10° während des
Rückfluges
und der Landung;
- – die
Anordnung der Vertikalflosse auf den Tragflächen schafft wegen ihrer geringen
Länge keinen
ausreichenden Stabilitätsgrad
der Hilfsrakete während
des Rückfluges
in allen Geschwindigkeitsbereichen und Anstell winkeln, weswegen ihre
Flächenvergrößerung notwendig
ist. Darüber hinaus
wird die Flügelkonstruktion
komplexer und zusätzliche
Antriebe müssen
die vertikale Flosseneinheit öffnen;
- – die
Konstruktion der Einheit für
das Schwenken des Flügels
um 90° und
diesen längs
des Rumpfes beim Rückflug
der Hilfsrakete zu bewegen ist sehr komplex und erhöht deren
Gewicht;
- – das
Einziehen der Hauptstützen
des Chassis in den Rumpf der Hilfsrakete erfordert einen unkonventionell
großen
Energieabschnitt zwischen den Tanks, was das Gewicht der Hilfsrakete
signifikant erhöht;
- – die
Anwesenheit der verlängerten
Nasenhaube erhöht
zusätzlich
das Gewicht der Hilfsrakete;
- – die
Anordnung und Konstruktion der Hilfsrakete ist nicht geeignet für ihre Verwendung
in der ersten Stufe eines Tandemraketenfahrzeugs.
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Das
Ziel der Lösung
der beanspruchten Erfindung ist die Schaffung einer wiederverwendbaren Hilfsrakete
für die
erste Stufe einer Trägerrakete
auf Basis eines Standard-Raketenblocks, deren Konstruktion während des
Rückfluges
Längstrim
während
aller Flugzustände
bei Atmosphärenflug
sichert mit der Gewährleistung
einer Minimalabweichung des Auftriebsmittelpunkts vom Schwerpunkt
unter der Vorbestimmung der Konstruktion und Anordnung des Ausgangsraketenblocks
und Grenzen für
die Positionierung der Auftriebsflächen und den Bereich der Längszentrierung.
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Ein
weiteres Ziel der Erfindung ist die Schaffung einer wiederverwendbaren
Hilfsrakete, deren Konstruktion während des Rückfluges sicherstellt:
- – einen
hochwirksamen Energieverbrauch bei Hochgeschwindigkeit und gleichzeitige
Rückkehr der
Hilfsrakete zum Start-Landekomplex;
- – das
erforderliche Niveau der aerodynamischen Qualität bei Unterschallgeschwindigkeit
während des
Fluges;
- – Befriedigung
der Stabilitäts-
und Kontrollierbarkeitserfordernisse unter Sicherung der Stabilisierung
gegen Einwirkung und Ausübung
der notwendigen Manöver;
- – Schaffung
des notwendigen Niveaus der Trageeigenschaften während des Landemodus, für die Landung
bei akzeptabler Geschwindigkeit.
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Ein
weiteres Ziel der Erfindung ist die Schaltung einer wiederverwendbaren
Hilfsrakete der ersten Stufe einer Trägerrakete, deren Anordnung
und Konstruktion ihre Verwendung sichert sowohl in der ersten Stufe
in Tandem- oder Huckepackanordnung des Raketenfahrzeugs.
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Offenbarung
der Erfindung
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Die
gesetzten Ziele werden erreicht durch eine wiederverwendbare Hilfsrakete
für die
erste Stufe einer Trägerrakete
mit Tanks für
einen Oxidationsmittel und Brennstoff aufweisenden Körper, einem Nasenabschnitt
mit einer Kuppelhaube, einem Zwischentankabschnitt und einem rückwärtigen Körper, einem
eingebauten Raketenmotor, einem gestreckten beweglichen Flügel mit
einer Einheit zu dessen Schwenken um eine senkrecht zur Längsachse
der Zusatzrakete stehende Achse und zu ihrer Fixierung in einer
Position entlang der Längsachse
der Zusatzrakete während
des Aufstiegs und in einer um 90°C geschwenkten
Position während
des Rückflugs,
horizontalen und vertikalen Flossenanordnungen, einem Dreibeinfahrwerk
bestehend aus zwei Hauptbeinen, welche an dem Körper befestigt sind und einer
Bugstütze
welche im Nasenabschnitt angeordnet ist, aerodynamischen Steuerorganen
und Steuereinheiten zum Verbinden der Zusatzrakete mit der zweiten
Stufe der Trägerrakete,
welche ein luftgespeistes Düsentriebwerk
besitzt mit zwei Motoren mit Lufteinlässen die sich im Nasenabschnitt
befinden und einem Treibmittelsystem mit Haupttreibmitteltanks im
Flügel,
Arbeits- und Gewichtsausgleichtanks im Nasenabschnitt, wobei der
Flügel
an der oberen Oberfläche des
Körpers
im Bereich des Zwischentankab schnitts angeordnet ist und die horizontale
Ruderanordnung und die vertikale Ruderanordnung bestehend aus einer
Flosse und einem Seitenruder auf dem rückwärtigen Körper befestigt sind, wobei
die horizontale Flossenanordnung die Form eines Stabilisators aufweist
und aus zwei beweglichen Konsolen auf dem rückwärtigen Körper mit negativem V-Winkel
bestehen und die Triebwerke des luftgespeisten Düsentriebwerks mit Abgaskrümmern und
mit Düsen
versehen sind, die sich über
die äußeren Konturen
des Nasenabschnitts hinaus erstrecken und durch aerodynamische Hauben
verschlossen sind, wobei die Abgasdüsen gegenüber der Oberfläche des
Oxidationsmitteltanks abgebogen sind und die Haube des Nasenabschnitts
kugelförmig
gestaltet ist und zwei Einlassöffnungen
für die
Lufteinlässe
aufweist, die durch einen Drehverschluss verschlossen und mit einem Antrieb
versehen sind, der im Nasenabschnitt untergebracht ist.
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Die
Hilfsrakete kann ausgestattet sein mit einem Düsenstrahlsteuersystem für den exoatmosphärischen
Abschnitt des Rückflugs
und das Anfangsstadium des atmosphärischen Flugabschnitts versehen ist,
wobei das Düsenstrahlsteuersystem
aus zwei entfernbaren Modulen besteht, welche in der Haube der Abgasdüse des Treibwerks
der luftgespeisten Düsenanordnung
untergebracht sind.
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Die
Einheit zur Fixierung des Flügels
befindet sich in einer Position entlang der Längsachse der Zusatzrakete während des
Aufstiegs und in einer um 90°C
gedrehten Position während
des Rückflugstadiums
und ist mit vier Verschlüssen
und zwei Klammern versehen, welche die Position des Flügels entlang
der Längsachse
der Zusatzrakete während
des Aufstiegs mit Hilfe von Passelementen festlegen, die auf den
Oxidationsmittel- und Brennstofftanks angebracht sind.
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Die
Achse der Einheit zum Drehen des Flügels ist hinsichtlich der Symmetrieachse
der Zusatzrakete versetzt und im vorderen Bereich des Abschnitts
zwischen den Tanks angeordnet.
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Es
empfiehlt sich auf dem Zwischentankabschnitt eine Flügelverkleidung
mit vorderen und hinteren Aufbauten anzuordnen, die sich auf die
Mäntel der
Oxidationsmittel- und Brennstofftanks jeweils erstrecken.
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Zwei
Gondeln sind auf dem Zwischentankabschnitt unter Hauptbeinen des
Landefahrwerks befestigt.
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Die
Einheiten zur Verbindung mit der zweiten Stufe der Trägerrakete
sind in der Ladeeinheit des Nasenabschnitts und/oder den Ladeeinheiten
des Nasenabteils und des rückwärtigen Körpers angebracht.
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Kurzbeschreibung
der Figuren
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1–3 zeigen
die vorgeschlagene wiederverwendbare Zusatzrakete der ersten Stufe
eines Leichtklasseraketenfahrzeugs jeweils in Seitenansicht, Draufsicht
und Rückansicht;
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4 zeigt einen Nasenabschnitt
in Seitenansicht;
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5 zeigt den Schnitt B-B
in 5;
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7 zeigt eine Draufsicht
auf die Tragflächenverkleidung
(beide Stellungen des Flügels
sind punktiert und gestrichelt gezeigt);
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8 und 9 zeigen eine senkrechte Projektion und
eine horizontale Projektion von Flugpfaden der Hilfsrakete;
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10 zeigt die Hilfsrakete
innerhalb eines Tandemraketenfahrzeugs;
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11 zeigt die Hilfsrakete
innerhalb einer Huckepackanordnung des Raketenfahrzeugs.
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Die beste
Ausführungsform
der Erfindung
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Eine
wiederverwendbare Hilfsrakete weist einen Körper 2 auf, bestehend
aus einem Nasenabschnitt 3, einer Raketenanordnung 4 und
einem rückwärtigen Körper 5 sowie
einem Komplex für
Rückkehr
und Landung.
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Ein
Raketenmodul umfasst in seinem Aufbau Tanks 6 und 7 für Oxidationsmittel
und Treibstoff, einen Zwischentankabschnitt 8, einen Flüssigtreibstoffraketenmotor 9 (LPRE),
ein Luftdrucksystem für
die Speisung der Treibmittelkomponenten und Elemente des Kontrollsystems
für den
Aufstiegsabschnitt.
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Der
Komplex der Mittel für
Rückkehr
und Landung erlaubt die Durchführung
des Fluges der Hilfsrakete nach der Trennung von der zweiten Stufe des
Raketenfahrzeuges und Landung auf einer Standardlandebahn. Dieser
Komplex schließt
das folgende ein:
- – einen mechanisch insgesamt
drehbaren Flügel;
- – eine
Schwanzflossenanordnung;
- – eine
luftgespeiste Strahltriebwerksinstallation (AJEI);
- – ein
Düsenregelsystem
(JCS);
- – ein
Landefahrwerk mit Dreipunktstützrahmen und
einer Fallschirmbremsanordnung;
- – einen
Mechanismus zum Drehen und Fixieren des Flügels;
- – einen
Mechanismus zum Drehen von Stopfen für Lufteinlässe;
- – einen
Komplex eines Ruderservosystems;
- – einen
Fluglageregelkomplex.
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Ein
insgesamt beweglicher Flügel 10 ist
auf dem oberen Teil des Zwischentankabschnitts 8 montiert
und hat zwei Positionen: eine für
den Start, bei welchem sie längs
zur Hilfsrakete (gezeigt in 1 und 2 gestrichelt) positioniert
ist und eine Arbeitsstellung ("Flugzeug") um 90° gedreht.
Die Änderung
des Flügels
aus der Start- in die Arbeitsstellung wird während des extraatmosphärischen
Flugs durchgeführt. Um
dies zu erreichen ist auf der Konstruktion des Zwischentankabschnitts
eine Einheit 11 zum Schwenken des Flügels mit einem pneumatischen Antrieb 12 und
vier Verschlüssen 13 zum
Fixieren des Flügels
in der vorgenannten Stellung angebracht. Die Tragflächenkonsolen
sind mit Verschluss-Begrenzern 14 für die Stellung des Flügels längs der
Achse der Hilfsrakete während
des Aufstiegs versehen. Ausgleichselemente der Fixierungen sind
auf den Oxidationsmittel- und Brennstofftanks 6 und 7 des
Raketenblocks angebracht. Der Flügel
hat eine trapezoide Form in der Ebene mit kleiner Pfeilung in der
Vorderkante. Die Achse der Einheit zum Schwenken des Flügels ist
bezüglich
der Symmetrieachse der Hilfsrakete um einen Abstand Δ versetzt
und befindet sich im Frontbereicht des Zwischentankabschnitts. An
der äußeren Kontur
des Raketenblocks im Bereich der Verbindung mit dem Flügel ist
eine aerodynamische Verkleidung 15 vorgesehen, mit vorderen
und hinteren Aufbauten, die sich zu den Mänteln der Oxidationsmittel-
und Brennstofftanks hin erstrecken. Der Flügel ist mit Querrudern 16,
Klappen 17 und Störklappen 18 versehen.
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Die
Schwanzflossenanordnung ist auf der Konstruktion des rückwärtigen Körpers 5 montiert und
besteht aus einer Flosse 19 mit einem Steuerruder 20 und
einer horizontalen Flossenanordnung in der Form einer Stabilisierung
mit beweglichen Trägern 21.
Die Stabilisierungsträger
sind in der Ebene trapezoid mit rückgepfeilten Frontkanten und
mit negativem V-Winkel angebracht. In den Wurzelabschnitten der
Stabilisatorträger
befinden sich Rücksprünge für die Installation
von Feststoffraketenmotoren 22 (SPRE) um eine "kalte" Trennung der ersten und
zweiten Stufe des Raketenfahrzeugs zu sichern.
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Das
AJEI dient zur Erzeugung des für
den Rückflug
der Hilfsrakete zur Landezone des Flugplatzes notwendigen Schubs,
zur Ausführung
von Landemanövern
und die Landung. Das AJEI umfasst:
- – zwei luftgespeiste
Strahltriebwerke 23 (AJE)
- – zwei
Lufteinlässe 24 und
zwei Abgaskrümmer mit
Abgasdüsen 26;
- – ein
Treibstoffsystem mit Treibstofftanks, Leitungen und Aggregaten;
- – Elementen
des Systems für
die Regelung der Triebwerksinstallation.
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Die
Treibwerke und Hauptaggregate der AJEI sind im Nasenabschnitt 3 untergebracht.
Der Aufbau des Treibstoffsystems des AJEI schließt die in der Tragfläche 27 untergebrachten
Haupttanks ein und ebenso einen Arbeitstank 28 und einen
Ausgleichstank 29, die im Nasenabschnitt untergebracht sind.
Der Ausgleichstank dient zur Verlagerung des Schwerpunktes der Hilfsrakete
in Abhängigkeit
von der Longitudinalbalance bei unterschiedlichen Fluggeschwindigkeiten.
Luft wird den Motoren autonom für
jedes Triebwerk über
Nasenlufteinlässe 24 zugeführt. Die
Lufteinlässe
werden bei passiven Abschnitten der Flugbahn durch mit einem Antrieb 31 versehene
Drehschieber verschlossen, die vor dem Start das luftgespeiste Triebwerk öffnen. Die
Abgasdüsen 26 des
AJE erstrecken sich über
das Profil der externen Kontur des Nasenabschnitts 3 hinaus
und werden mit Hilfe von aerodynamischen Hauben 32 geschlossen.
Um eine thermische Einwirkung der AJE Abgasströme auf den Mantel des Oxidationsmitteltanks 6 zu
unterbinden, sind die Abgasdüsen 26 von der
Oberfläche
des Körpers 2 der
Hilfsrakete versetzt und ihre Achsen sind von der Oberfläche des
Oxidationsmitteltanks abgebogen. Dies stellt sicher, dass der Mantel
des Tanks für
das Oxidationsmittel nicht über
eine vorgegebene Temperatur hinaus erhitzt wird.
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Das
JCS dient zur Sicherung eines kontrollierten Fluges der wieder verwendbaren
Hilfsrakete von dem Moment an, wenn sie sich von der zweiten Stufe 33 im
exoatmosphärischen
Abschnitt trennt, um in die dichten Schichten der Atmosphäre einzutreten
und beim anfänglichen
Stadium des atmosphärischen
Fluges. Das JCS ist in Modularbauweise ausgeführt, was für Autonomität des Zusammenbaus, dem Rund-um-Service,
sowie dem Beladen mit Treibmittelkomponenten sorgt. Alle Aggregate
des JCS sind in zwei abnehmbaren Modulen untergebracht, die auf
dem Nasenabschnitt 3 befestigt sind. Die aerodynamische
Haube 32 der Abgasdüse 26 des
AJE ist der Hauptrahmen des JCS-Moduls. Um die erforderliche Stabilisierung
der Hilfsrakete 1 nach dem Abtrennen der Stufen zu verwirklichen
und die notwendigen Kontrollmomente unter den Bedingungen des exo atmosphärischen
Fluges zu schaffen, ist eine Gruppe von Triebwerken 35 mit
Treibmittelsystemen und Systemen die ihre Funktion sichern, in jedem
Modul angeordnet.
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Das
Landefahrwerk der wiederverwendbaren Hilfsrakete umfasst drei Stützen und
ein Bremsschirmsystem. Eine Bugstütze 36 ist einer Ausnehmung 37 des
Nasenabschnitts 3 positioniert, Hauptstützen 38 in Gondeln 39 im
Bereich des Zwischentankabschnitts 8. Das Fallschirmbremssystem
dient zur Reduzierung der Landestrecke auf der Landebahn. Es ist
in einem Container 40 untergebracht, welcher sich im rückwärtigen oberen
Teil des rückwärtigen Rumpfes 5 befindet.
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Der
Komplex der Ruder-Servosysteme der Hilfsrakete dient zur Bewegung
des Flügels
der beiden Querruder 16, der vier Abschnitte der Klappen 17,
der vier Abschnitte der Störklappen 18,
der Konsolen 21 der horizontalen Flossenanordnung, der Steuerruder 20 und
der Bugstütze
des Landefahrwerks.
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Der
Nasenabschnitt 3 schließt an den Oxidationsmitteltank 6 des
Raketenblocks an. Einheiten 41 zur Verhinderung der ersten
und zweiten Stufe des Raketenfahrzeugs in Tandemausführung und
Einheiten 42 für
ein Huckepack-Raketenfahrzeug (10 und 11) und ebenso eine Tafel 43 für trennbare
Anbordverbindungen von Leitungen und Anschlüssen die für eine Verbindung zwischen
den Systemen der vorgenannten Stufen sorgen, sind in der Lastaufnahme
des Nasenabschnitts angeordnet.
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Der
rückwärtige Körper 5 ist
ein Trageelement der Trägerrakete
beim Zusammenbau auf der Abschussbasis. Um den aerodynamischen Widerstand
während
des Rückfluges
zu reduzieren, ist der rückwärtige Rumpfteil
spitzbogenförmig
ausgebildet. Einheiten 44 zur Verbindung der ersten und
der zweiten Stufe des Huckepack-Raketenfahrzeugs (11) sind befestigt und Regelantriebe
für die Steuerruder
und Stabilisierungen des Aufbaus des Komplexes und Mittel für Rückkehr und
Landung sind auf dem rückwärtigen Körper untergebracht.
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Um
Leitungen und Anschlüsse
des Hilfsraketensystems zu verlegen und ebenso die Arbeitsleitung
für das
Oxidationsmittel, sind außerhalb
des Körpers
zwei Mittelrümpfe 45 angeordnet,
die sich längs
der Oxidationsmittel- und Brennstofftanks erstrecken und in Form
von aerodynamisch stromlinienförmigen
Kanälen
ausgeführt
sind.
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Die
Operationsabfolge der Mittel für
Rückkehr
und Landung der wiederverwendbaren Hilfsrakete 1 vom Abschuss
in Form des Raketenfahrzeugs in Tandem- oder Huckepackausführung bis zum Begin der Landeoperation,
wie in 8 und 9 gezeigt, umfasst:
- – zünden der
Hilfsrakete im Aufbau der Trägerrakete
und Bewegung im aktiven Abschnitt bis zum Verbrauch des Vorrats
an Treibstoffkomponenten (Bezugszeichen 46);
- – Abtrennung
der Hilfsrakete von der zweiten Stufe des Raketenfahrzeugs (Bezugszeichen 47);
- – ballistischer
Flug der Hilfsrakete außerhalb
der Atmosphäre
(Bezugszeichen 48);
- – Eintritt
der Hilfsrakete in die dichten Atmosphärenschichten (Bezugszeichen 49);
- – Wenden
durch Neigung (Bezugszeichen 50);
- – Zünden der
AEJI (Bezugszeichen 51);
- – motorisierter
Rückflug
(Bezugszeichen 52);
- – Landevorbereitungsmanöver und
Endteil (Bezugszeichen 53);
- – Landung
auf der Landebahn des Start-Landekomplexes (Bezugszeichen 54).
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Nachdem
die Trägerrakete
zum berechneten Punkt für
die Trennung der Stufen (Bezugszeichen 47) aufgestiegen
ist und dem Stoppen der Stütz
LJE der Raketenmotorinstallation 9 findet die Trennung der
Stufen nach einem "kalten" Schema statt mit
Hilfe der SPRE 22, die auf dem hinteren Körper 5 der
Hilfsrakete 1 angebracht ist. Während des Stadiums des ballistischen
Fluges (Bezugszeichen 48) und vor dem Beginn des effektiven
Operationsmodus der Organe der aerodynamischen Steuerung, wird die
Stabilisierung und die Kontrolle der Hilfsrakete durch das JCS vorgenommen.
Während
desselben Stadiums wird der Flügel 10 in
die Arbeitsstellung, d. h. in die "Flugzeugstellung" durch Drehung um 90° geschwenkt unter Zuhilfenahme
des pneumatischen Antriebs 12 und die Operationen des Entladens
von Teilen der Treibstoffkomponentenresten aus den Tanks 6 und 7 des
Raketenblocks und das Freiblasen von Leitungen und Kavitäten des
Midflightmotors LJE werden durchgeführt. Am Ende des Gleitfluges
findet ein Neigen statt (Bezugszeichen 50) und die Schritte des Öffnens der
Lufteinlässe 24 des
AJE 23 durch Drehen des Drehstopfens 30 mit Hilfe
des Antriebs 31, das Vorbereiten der Luftzündung aus
dem Autorotationsmodus und die weitere Zündung des AJE im Bereich der
Höhen von
6–4 km
(Bezugszeichen 51) finden statt. Während des Atmosphärenfluges
(Bezugszeichen 52) werden der Gewichtsausgleich und die
Einstellung des Neigungswinkels mit Hilfe der beweglichen Konsolen 21 des
Stabilisators durchgeführt.
Gierstabilität
wird mit Hilfe der Flosse 19 mit dem Manöverruder 20 erreicht.
Neigungskontrolle wird durch differentielles Abwinkeln der Stabilisierungskonsolen 21 und
der Querruder 16 des Flügels 10 verwirklicht.
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Die
Regelung der Bewegung der Hilfsrakete während aller Stadien des Fluges
wird durch einen Navigations-Pilotierungskomplex durchgeführt, der im
Aufbau des bordeigenen Steuerkomplexes enthalten ist, welches den
Empfang und die Verarbeitung von Informationen von Navigationslisten
sichert und entsprechende Steuersignale produziert. Der Flug endet
mit der Landung auf der Landebahn des Start-Landekomplexes (Bezugszeichen 54)
und Abschalten des AJE 23. Nach Beendigung des Fluges werden
Maßnahmen
bezüglich
der Rundumwartung der Hilfsrakete und die Vorbereitung für die anschließende Verwendung
ergriffen.
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Industrielle
Anwendbarkeit
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Aggregate
und Konstruktionselemente der vorgeschlagenen, wiederverwendbaren
Rakete werden weithin in der Raketen Raum- und Luftfahrttechnik
verwendet. Daher kann die beanspruchte Erfindung in Luft- und Raumfahrtbetrieben
unter Verwendung moderner Materialien und Technologien verwendet
werden.