ES2569530T3 - Módulo reutilizable para lanzadera - Google Patents

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ES2569530T3
ES2569530T3 ES09805704.5T ES09805704T ES2569530T3 ES 2569530 T3 ES2569530 T3 ES 2569530T3 ES 09805704 T ES09805704 T ES 09805704T ES 2569530 T3 ES2569530 T3 ES 2569530T3
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Marco Prampolini
Olivier Gogdet
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Airbus Defence and Space SAS
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Abstract

Módulo recuperable para módulo de propulsión destinado a lanzar un artefacto al espacio que comprende al menos una etapa, siendo apto dicho módulo recuperable para ser solidario a una parte no recuperada (16) durante el lanzamiento, comprendiendo dicho módulo recuperable (14) un sistema propulsor (8) destinado al lanzamiento del artefacto, unos sistemas de mando y de control del sistema propulsor, un motor (20) de propulsión en vuelo subsónico, unas superficies sustentadoras para el vuelo subsónico, un tren (30) de aterrizaje y un paracaídas (22) de frenado, estando dicho modulo recuperable (14) destinado a estar dispuesto en posición inferior de dicha etapa, comprendiendo la parte no recuperada (16) al menos un depósito (12, 13) para alimentar el sistema propulsor (8), estando destinados dicho módulo recuperable (14) y dicha parte no recuperada (16) a ser separados cuando el módulo de propulsión alcanza una altitud dada, siendo apto el módulo recuperable (14) para aterrizar de manera controlada después de un vuelo de crucero, por ejemplo para un regreso hacia el sitio de lanzamiento.

Description

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DESCRIPCION
Modulo reutilizable para lanzadera Campo tecnico y tecnica anterior
La presente invencion se refiere a un modulo reutilizable destinado a formar parte de un modulo de propulsion destinado a enviar un artefacto al espacio, siendo el artefacto por ejemplo una lanzadera destinada a enviar una carga util al espacio, tal como satelites de comunicacion.
El cohete Ariane V es un ejemplo muy conocido de lanzadera que comprende un cuerpo central formado por una primera etapa, llamada etapa principal criotecnica (EPC), y por una segunda etapa, llamada etapa propulsora almacenable (EPS). La primera etapa transporta el oxigeno y el hidrogeno liquidos refrigerados a muy baja temperatura, alimentando estos fluidos un motor criotecnico. La ultima etapa soporta la carga futil para lanzar, por ejemplo un satelite. El cohete comprende igualmente una y otra parte del cuerpo central, dos etapas aceleradoras de polvo (EAP) utilizadas para el despegue. El motor criotecnico es puesto en marcha antes del despegue y funciona hasta la separacion de la primera o de la segunda etapa.
Existen igualmente lanzaderas que utilizan una propulsion de metano o una propulsion de polvo.
Estas lanzaderas, en particular las primeras etapas de estas lanzaderas, son completamente consumibles, es decir, no se busca reutilizarlas.
El desarrollo y la fabricacion de una lanzadera representan un coste muy importante. Por otro lado tal desarrollo es muy largo.
Ha sido entonces considerado concebir una lanzadera cuya primea etapa es reutilizable, es decir, que puede regresar al suelo sin dano despues de su separacion de la segunda etapa. Tal lanzadera se describe en el documento EP 1162139. La parte del cuerpo de la lanzadera que forma la primera etapa esta compuesta por una parte inferior de propulsion, por una parte intermedia formada por depositos de carburante y por comburente y por una parte superior destinada al regreso del conjunto de la primera etapa al suelo. Para esto, la primera etapa esta dotada de un conjunto de medios adaptados para permitir el regreso a tierra y su aterrizaje. La primera etapa comprende superficies sustentadoras replegadas a lo largo de la primera etapa durante el lanzamiento de la lanzadera y destinadas a desplegarse para el regreso de la primera etapa al suelo, un tren de aterrizaje, un sistema de mando, y motores aerobios para asegurar el vuelo de regreso y para la ejecucion de maniobras de aterrizaje.
Esta lanzadera presenta la ventaja de permitir recuperar completamente toda la primera etapa.
No obstante, tal construccion tiene varios inconvenientes. Por una parte, durante la separacion con respecto a la segunda etapa, los depositos de la parte intermedia estan vacios, representan por lo tanto un volumen muy grande de masa muy pequena. Por consiguiente, la densidad media de la primera etapa es pequena, lo que hace la primera etapa muy dificilmente recuperable. Por otro lado, necesita poner en accion una gran superficie alar aplicada sobre la envoltura de la lanzadera, particularmente al nivel de los depositos, que es generalmente poco rigida. Hay por lo tanto que prever volver rigida la zona de enganche. La adicion de esta superficie alar y de los refuerzos representa una masa suplementaria que hay que propulsar, lo que implica por lo tanto un aumento del tamano de los depositos y por lo tanto un aumento sensible del coste de la lanzadera. Por consiguiente, la ganancia obtenida recuperando enteramente la primera etapa es parcialmente perdida en las modificaciones implicadas para permitir esta recuperacion. Por otro lado, este tipo de lanzadera esta muy alejado de las lanzaderas conocidas.
El objeto de la presente invencion es por lo tanto ofrecer una lanzadera cuyos costes de construccion y de explotacion sean reducidos con respecto a los costes de las lanzaderas actuales.
Exposicion de la invencion
El objeto precedentemente enunciado se alcanza mediante una lanzadera que comprende al menos una etapa, estando dividida dicha etapa en dos partes: una primera parte que contiene los motores cohete, la avionica, el hueco de propulsion, y el sistema de presurizacion de los depositos y los medios de vuelo aerobios autonomos (superficie sustentadora, motor aerobio y su carburante), y una segunda parte formada por los depositos, siendo las dos partes separables despues del lanzamiento, comprendiendo la primera parte medios para permitir su regreso a tierra sin dano con el fin de ser reutilizada en un nuevo lanzadera. La primera parte forma la parte inferior de dicha etapa.
En otros terminos, se preve reutilizar los elementos que tienen un coste elevado, para eso se realiza un modulo separable equipado con una superficie sustentadora y de un motor de avion que permite su aterrizaje en una pista convencional. La no recuperacion de los depositos permite hacer la parte recuperada mucho mas facilmente recuperable, dada su densidad aumentada.
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La posicion inferior de la parte recuperada asociada a la presencia de colas ofrece por otro lado una gran estabilidad a la lanzadera misma durante la fase ascendente.
De manera ventajosa, se preve utilizar una parte de la cola de la lanzadera como superficie alar para el regreso a tierra, lo que suprime el problema del enganche de las alas y no aumenta la masa de la lanzadera.
La presente invencion tiene entonces principalmente por objeto un modulo recuperable para modulo de propulsion destinado a lanzar un artefacto al espacio que comprende al menos una etapa, siendo solidario dicho modulo recuperable a una parte no recuperada durante el lanzamiento, comprendiendo dicho modulo recuperable un sistema propulsor destinado al lanzamiento del artefacto, sistemas de mando y de control del sistema propulsor, un motor de propulsion en vuelo subsonico, superficies sustentadoras para el vuelo subsonico, un tren de aterrizaje y un paracaidas de frenado, estando destinado dicho modulo recuperable a ser dispuesto en posicion inferior de dicha etapa, comprendiendo la parte no recuperada al menos un deposito para alimentar el sistema propulsor, estando destinados dicho modulo recuperable y dicha parte no recuperada a ser separados cuando el modulo de propulsion alcanza una altitud dada, siendo capaz el modulo recuperable de aterrizar de manera controlada despues de un vuelo de crucero, por ejemplo para un regreso al sitio de lanzamiento.
De manera particularmente ventajosa, las superficies sustentadoras estan formadas por una parte al menos de la cola de dicho artefacto. La cola comprende al menos dos aletas. Por ejemplo, comprende tres de las cuales dos son de forma modificable para formar superficies sustentadoras.
Cada una de las dos aletas modificables comprende, por ejemplo, una primera parte fija en la envoltura del modulo y una segunda parte montada movil en la primera parte, siendo obtenido el desplazamiento de la segunda parte con respecto a la primera parte por ejemplo por medio de al menos un motor electrico o hidraulico.
El modulo recuperable comprende igualmente, de manera ventajosa, un canal central de eje confundido con el eje del modulo recuperable, estando dispuesto el motor de propulsion en vuelo subsonico en dicho canal central, asi como el paracaidas de frenado encerrado en una carcasa llamada bote, estando dicho bote dispuesto en el canal de eyeccion en la parte trasera del motor del motor de propulsion en vuelo subsonico.
En el caso de un motor de propulsion en vuelo subsonico de tipo motor aerobio, su carburante puede ser almacenado en unos depositos previstos en las aletas que forman la cola.
Ventajosamente, el modulo recuperable tiene un morro romo, para aumentar la resistencia de onda supersonica durante la fase inicial de reentrada atmosferica y contribuir a la ralentizacion del modulo recuperable.
En fase de vuelo supersonico, el modulo recuperable puede comprender unos medios para modificar la resistencia del fondo, por ejemplo unos medios de tipo cono hinchable.
El modulo recuperable puede comprender sistemas de control de actitud para modificar la actitud del modulo con respecto al plano de trayectoria, estando dispuestos dichos sistemas por ejemplo en el extremo de la aleta de la cola que forma la deriva.
La presente invencion tiene por objeto igualmente un modulo de propulsion destinado a lanzar un artefacto al espacio que comprende al menos una etapa que comprende un modulo recuperable de acuerdo con la presente invencion y una parte destinada a no ser recuperada, que comprende al menos un deposito para alimentar el sistema propulsor.
La presente invencion tiene por objeto igualmente un artefacto de tipo lanzadera equipado con un modulo de propulsion de acuerdo con la presente invencion, que comprende al menos dos etapas: una etapa formada por el modulo de propulsion y una etapa que soporta una carga util, siendo dichas dos etapas separables, pudiendo ser la lanzadera de tipo nanolanzadera, incluso lanzadera superpesada.
Por otra parte, el modulo de propulsion puede formar la etapa inferior de la lanzadera o uno de las etapas superiores.
La presente invencion tiene por objeto igualmente un metodo de recuperacion del modulo recuperable de acuerdo con la presente invencion que comprende las etapas de:
a) separacion del modulo recuperable y de la parte no recuperada,
b) caida libre del modulo recuperable,
c) despliegue del paracaidas de frenado cuando la velocidad del modulo recuperable se convierte en subsonica,
d) puesta en marcha del motor de propulsion en vuelo subsonico y colocacion de las superficies sustentadoras,
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e) largado del paracaidas,
f) inicio de un enderezamiento, despues de una eventual re-aceleracion,
g) crucero de regreso, y
h) aterrizaje.
Ventajosamente, la etapa c) tiene lugar en un Mach compatible de la apertura de un paracaidas subsonico, por ejemplo cerca de Mach 0,85.
Durante la etapa a), la separacion del modulo recuperable y de la parte no recuperada puede tener lugar en una direccion sustancialmente ortogonal al plano de la trayectoria.
La etapa d) tiene lugar ventajosamente a baja presion dinamica, del orden de 400 Pa, para facilitar la variacion de forma de la superficie sustentadora y disponer del tiempo necesario para la puesta en marcha del motor de propulsion.
Breve descripcion de los dibujos
La presente invencion se entendera mejor con la ayuda de la descripcion que sigue y los dibujos adjuntos en los que:
- la figura 1 es una vista en perspectiva de una lanzadera bietapa de acuerdo con la presente invencion,
- la figura 2 representa vistas en corte de la lanzadera de la figura 1 representada desde dos angulos diferentes,
- la figura 3 es una vista en corte longitudinal de la figura 2,
- la figura 4 es una vista posterior de la lanzadera de la figura 3,
- la figura 5 es una vista en perspectiva en corte del modulo reutilizable de acuerdo con la presente invencion,
- la figura 6 es una vista lateral del modulo de la figura 5
- la figura 7 es una vista posterior del modulo de la figura 5,
- las figuras 8A y 8B son representaciones esquematicas de la trayectoria del modulo de la figura 5 que representan la altura Z del modulo en metros en funcion de la distancia D medida en el suelo en metros recorrida en relacion con el punto de separacion de la primera y segunda etapa,
- las figuras 9A a 9I son vistas del modulo de la figura 5 en las diferentes configuraciones tomadas durante su regreso al suelo.
Exposicion detallada de modos de realizacion particulares
En la descripcion que sigue, se describira en detalle una lanzadera de tipo de dos etapas para explicar la invencion, pero debe entenderse que la invencion no se limita a este tipo de lanzaderas, como se vera mas adelante.
En las figuras 1 a 4, se puede ver una lanzadera de acuerdo con la presente invencion destinada, por ejemplo, a colocar satelites de telecomunicaciones en orbita.
La lanzadera 2 comprende una primera etapa 4, una segunda etapa de 6 y un carenado 9.
La primera etapa 4 comprende los elementos destinados a la propulsion de la lanzadera, que se describiran mas adelante.
La segunda etapa 6 soporta particularmente la carga, por ejemplo, el satelite a poner en orbita.
La primera etapa comprende en su extremo inferior un conjunto propulsor 8 que asegura el despegue de la lanzadera. En el ejemplo representado, este conjunto propulsor esta compuesto por cuatro motores criotecnicos y por el conjunto de los medios de mando de los motores.
La lanzadera comprende igualmente una cola 10 al nivel de la periferia exterior de la primera etapa en su parte inferior. La cola 10 participa, durante la fase de despegue, en la estabilizacion aerodinamica de la lanzadera. En el
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ejemplo representado, la cola esta compuesta por tres aletas repartidas uniformemente alrededor de la periferia de la primera etapa.
La primera etapa 4 comprende igualmente los depositos 12, 13 de substancias necesarias para la alimentacion del sistema propulsor 8 durante el despegue. Se trata, en el caso de motores criotecnicos, de un deposito 12 de oxigeno liquido, y un deposito 13 de hidrogeno liquido.
De acuerdo con la presente invencion, la primera etapa 4 se divide en una primera parte 14 destinada a ser reutilizada en una lanzadera y una segunda parte 16 destinada a perderse, llamada parte no recuperada. La primera parte 14 se llama igualmente modulo.
El modulo 14 comprende los elementos que tienen un coste elevado y cuya reutilizacion es muy ventajosa. Se trata particularmente del conjunto propulsor 8 de la lanzadera, del hueco de propulsion, del sistema de presurizacion, de la avionica y los medios de generacion de potencia electrica.
La parte no recuperada 16 que contiene el deposito o depositos es realizada de tal manera que no tiene o tiene pocas piezas complejas cuyo coste sea elevado, de manera que se reduce el coste de las piezas a suministrar para un nuevo vuelo. Siendo esta consumible, su estructura se reduce a los elementos estrictamente necesarios para la alimentacion del sistema propulsor de manera eficaz y segura.
De acuerdo con la invencion, el modulo 14 presenta una alta densidad, ya que no comprende los volumenes vacios formados por los depositos despues del lanzamiento.
De acuerdo con la presente invencion, el modulo 14 es tal que asegura su regreso a tierra. En las figuras 9A a 9I, se puede ver el modulo durante las diversas fases del regreso a tierra.
En el ejemplo representado, el modulo 14 esta previsto al nivel del extremo inferior de la primera etapa 4. En efecto, el modulo 14, que presenta una superficie de cola importante y que esta en posicion baja, tiene por efecto retroceder la caja de combustion aerodinamica y, por tanto, aumentar el margen estatico en fase ascendente atmosferica de la lanzadera.
Es por lo tanto posible bajar el deposito lleno de oxigeno, que es el mas pesado en el despegue. Esto tiene por efecto acercar el deposito de oxigeno de los motores criotecnicos, siendo el margen estatico suficiente para asegurar la gran estabilidad de la lanzadera. La aproximacion del deposito 12 de oxigeno y de los motores criotecnicos permite reducir la longitud de las lineas de alimentacion de la primera etapa, que conduce a una reduccion de la masa, de la capacidad y, por tanto, del coste de la primera etapa.
De acuerdo con un modo particularmente ventajoso de la invencion que se describira en detalle a continuacion, se preve reutilizar una parte de la cola como superficies sustentadoras para el regreso a tierra. Esto se hace posible particularmente por la posicion baja del modulo 14, es decir, al nivel de la cola de la lanzadera. En efecto, el centro de gravedad del modulo recuperable se situa al nivel de la cola de la lanzadera, por consiguiente la cola, o al menos parte de la misma, es utilizable para asegurar la funcion aerodinamica sustentadora del modulo durante la fase de vuelo subsonico.
Ahora se va a describir en detalle el modulo 14, mas particularmente los medios puestos en accion para asegurar su regreso a la tierra.
En las figuras 5 a 7, se puede ver el modulo recuperable 14 en su configuracion lista para efectuar un enderezamiento, teniendo la cola 10 la configuracion destinada a crear una sustentacion aerodinamica.
El modulo 14 comprende una envoltura 18 que forma una parte de la envoltura de la primera etapa 4 y las tres aletas 19a, 19b y 19c de la cola 10 fijadas a la envoltura 18 a 120° unas de otras.
El modulo 14 comprende un morro 21 de forma roma que favorece el frenado debido al aumento de la resistencia de onda supersonica durante la fase inicial de la reentrada atmosferica, esta forma reduce el factor de carga longitudinal maxima (desaceleracion) y la presion dinamica maxima en la reentrada a la atmosfera, sin que sea penalizada significativamente la resistencia subsonica.
El modulo 14 comprende igualmente el sistema propulsor de la lanzadera, un motor 20, por ejemplo un motor de avion de tipo aerobio, destinado a propulsar el modulo durante el crucero de regreso, depositos 20.1 de carburante, tipo queroseno, dispuestos por ejemplo en las aletas de la cola como se puede ver en la figura 9A, para alimentar el motor 20.
El modulo 14 comprende igualmente un paracaidas 22 de frenado encerrado en un bote 23.
En el ejemplo representado y de manera ventajosa, el modulo 14 comprende un alojamiento tubular 24 o canal de
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eyeccion previsto a lo largo del eje longitudinal X del modulo y que desemboca en el morro 21 del modulo y en el fondo del modulo. Este alojamiento central recibe aguas arriba el motor 20 y aguas abajo el bote 23 con el paracaidas 22. El canal 24 de eyeccion podria ser previsto en el exterior del cuerpo, seria por ejemplo formar varios canales repartidos de manera simetrica alrededor del cuerpo.
El extremo del alojamiento tubular 24 que desemboca en el morro 21 esta obturado por medio de una paleta 25; esta paleta es movil para permitir la alimentacion de aire del motor 20.
Cuando el modulo 14 forma la parte baja de la primera etapa de la lanzadera, unas canalizaciones 26 del modulo son conectadas a unas canalizaciones (no representadas) en la parte no recuperada para unir los depositos de la parte no recuperada 16 a los motores criotecnicos 8 del modulo 14. Durante la separacion del modulo 14 con la parte no recuperada, estas canalizaciones 26 son obturadas por valvulas 28 al nivel de su empalme con las canalizaciones de la parte no recuperada.
El modulo 14 comprende igualmente un tren 30 de aterrizaje. Siendo el modulo muy corto, no es necesario tener un tren de aterrizaje que presenta una gran altura. Se puede por lo tanto ventajosamente prever un tren de aterrizaje fijo, en relieve de la superficie de la lanzadera en permanencia. Este puede por lo tanto ser de realizacion muy simple y muy robusta. Se entiende que un modulo dotado de un tren de aterrizaje retractil no sale del cuadro de la presente invencion.
El tren 30 de aterrizaje esta compuesto por tres ruedas 32a, 32b, 32c. La rueda 32a esta fijada en la envoltura del modulo y las ruedas 32b y 32c son fijas en las aletas 19b y 19c.
El modulo 14 comprende sistemas de control de postura (no representados) destinados a modificar la postura del modulo. De manera ventajosa, los sistemas de control de postura estan colocados en el extremo de la aleta 19a que forman deriva, no estando destinada esta aleta a formar una parte de la superficie sustentadora. Esta posicion permite ofrecer un gran brazo de palanca y por lo tanto facilitar el control de postura del modulo. Se conoce bien que estos sistemas de control de postura podrian ser colocados en las otras aletas o en el cuerpo del modulo. La estructura de estos sistemas de control de postura es conocida por el experto en la tecnica.
De acuerdo con un modo particularmente ventajoso de la presente invencion, dos 19b, 19c de las tres aletas de la cola 10 estan configuradas de manera que pueden formar superficies sustentadoras destinadas a asegurar el regreso a tierra del modulo durante la fase de enderezamiento lento, de regreso de crucero y de aterrizaje. Para esto, se preve que sus formas sean modificables y pueden pasar de una forma casi plana para el lanzamiento de la lanzadera a una forma sustentadora en vuelo subsonico para soportar el modulo. Las aletas 19b, 19c estan formadas por dos partes 19b1, 19b2 y 19c1, 19c2 articuladas, que permiten su transformacion de las aletas de estabilizacion de la lanzadera en superficies sustentadoras del modulo 14.
Las primeras partes 19b1, 19c comprenden un primer extremo proximal fijo directamente en la envoltura de la primera etapa y un segundo extremo distal en las que se montan, articuladas por un primer extremo, las segundas partes 19b2, 19c2. El cambio de configuracion de las aletas, mas particularmente la modificacion de la orientacion de las segundas partes 19b2, 19c2 con respecto a las primeras partes 19b1, 19c1 puede obtenerse por simples motores electricos o hidraulicos de poca potencia. En efecto, como se vera a continuacion, la fase de transformacion de las aletas tiene lugar a baja presion dinamica, estas no son por lo tanto solicitadas durante el desplazamiento de la parte no recuperada, la potencia requerida para tal desplazamiento no necesita por lo tanto ser importante.
El modulo 14 es solidario en la parte no recuperada 16 por medios de tipo conocido, como bridas.
El modulo 14 presenta una gran estabilidad pasiva intrinseca, es decir, entre el vuelo hipersonico y Mach 0,8, el modulo 14 se posiciona automaticamente con el morro hacia delante en el sentido de la caida. Asi, en el caso de que el modulo y la parte no recuperada se separasen de manera no clasica, el modulo retomaria automaticamente y naturalmente su posicion estable, sin que sea necesario prever medios especificos para asegurar este reposicionamiento.
Ahora se van a describir las diferentes fases del vuelo del modulo de acuerdo con la invencion por medio de las figuras 8A y 8B y de las figuras 9A a 9I.
En su configuracion inicial, la lanzadera esta compuesta por la primera etapa 4, por la segunda etapa 6 que contiene la carga util y el carenado. La primera etapa 4 esta compuesta por el modulo 14 y por depositos llenos. Las aletas 19b y 19c de la cola son planas, es decir las primeras 19b1, 19c1 y las segundas 19b2, 19c2 estan sensiblemente en un mismo plano respectivamente.
La lanzadera equipada con el modulo 14 despega en vertical, propulsado por los motores criotecnicos, estando estos alimentados por los depositos en la parte no recuperada.
A una altitud cercana a 50 km, la primera etapa 4 se desolidariza de la segunda etapa 6, la velocidad es de
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alrededor de Mach 5. De aqui en adelante el modulo 14 no esta vinculado mas que a los depositos, lo que corresponde a la etapa II de la trayectoria esquematizada en la figura 8a.
Despues de la separacion con la segunda etapa, la primera etapa 4 continua una trayectoria balistica suborbital (fase III) hasta salir de la atmosfera terrestre.
Es entonces que el modulo 14 es separado de la parte recuperada 16, la presion dinamica es entonces muy baja, del orden de 20 Pa (fase IV).
Esta previsto ventajosamente efectuar la separacion del modulo y de la parte no recuperada en una direccion perpendicular al plano de trayectoria P, que se forma por el plano de la hoja de la figura 8a, de manera que aseguran una discriminacion suficiente entre el modulo 14 y la parte no recuperada 16. Para esto, antes de la separacion, se orienta la primera etapa de manera que su eje longitudinal sea casi ortogonal al plano de la trayectoria P con la ayuda de los sistemas de control de postura previstos en el extremo de la aleta 19a. Cuando la primera etapa 6 es correctamente orientada, se provoca la separacion del modulo 14 y de la parte no recuperada 16 (figura 9a), por unos medios conocidos, por ejemplo similares a los empleados para la separacion de la primera y de la segunda etapa. Presentando el modulo 14 una densidad muy superior a la de la parte no recuperada 16, este va a subir mas rapido y mas lejos. Ademas, como se ha indicado precedentemente, el modulo, dada su estabilidad intrinseca, va a orientarse automaticamente de manera que tiene el morro hacia abajo como se puede ver en la figura 9C.
Despues, el modulo 14 cae siguiendo una trayectoria balistica. En el punto V, el modulo 14 efectua una reentrada atmosferica balistica con incidencia y derrape nulos, hasta alcanzar una velocidad subsonica, proxima a Mach 0,85. La altitud correspondiente a esta velocidad es de alrededor de 10 km correspondiente al punto 6 de la trayectoria. Puede ser mostrado que esta velocidad corresponde siempre casi a una altitud de 10 km para diferentes condiciones de culminacion de la primera etapa y diferentes valores del coeficiente balistico del modulo 14.
En el punto VI (figura 8B), por lo tanto a alrededor de 10 km de altitud, el paracaidas 22 de frenado es desplegado (figura 9D), por ejemplo por medio de una carga pirotecnica. El bote 23 es eyectado del alojamiento central que provoca el despliegue del paracaidas 22 de frenado. La velocidad del modulo disminuye y el modulo se estabiliza. El modulo sigue entonces una trayectoria vertical y la velocidad del modulo es inferior a 50 m/s.
La carcasa esta vinculada al modulo por unos cables.
El modulo 14 continua su descenso con el paracaidas de frenado (fase VII). De acuerdo con la presente invencion, esta previsto, durante esta fase, permitir a la vez la puesta en marcha del motor 20 y el cambio de configuracion de las aletas 19b, 19c con el fin de crear una superficie sustentadora mediante una disposicion similar a un ala volante subsonica. Dada la altitud elevada a la que la fase de frenado comienza (alrededor de 10 km), esta fase es suficientemente larga, por ejemplo puede durar alrededor de 120 s. Por consiguiente, el modulo dispone de tiempo suficiente para efectuar las dos operaciones.
En la figura 9E, se puede ver el cambio de configuracion de las aletas de la cola.
El cambio de configuracion de las aletas 19b y 19c cuando el paracaidas de frenado ha sido desplegado presenta la ventaja de no solicitar en flexion las superficies aerodinamicas de las aletas. En efecto, dado el frenado por el paracaidas 22, el desplazamiento de las segundas partes 19b2, 19c2 de las aletas a muy baja presion dinamica, del orden de 400 Pa. Ademas, como se ha mencionado precedentemente, el cambio de configuracion puede ser obtenido por medio de simples motores electricos poco potentes.
Hay que senalar que, utilizando como motor 20 un motor de avion estandar, el tiempo de puesta en marcha es de alrededor de 2 minutos, lo que esta en acuerdo con la duracion de la fase de frenado con paracaidas.
Cuando el modulo tiene la forma de un ala volante y el motor 20 ha sido activado, se larga el paracaidas 22 de frenado (la figura 9F) asi como su bote 23; la altitud es de alrededor de 6500 m (punto VIII). El modulo retoma entonces la velocidad.
Cuando alcanza una velocidad de alrededor de 100 m/s, el modulo efectua un enderezamiento lento (figura 9G) entre el punto IX y el punto X. Esto dura alrededor de 12 s, y termina nivelado.
A partir del punto X, se trata de la fase de crucero de regreso, esta tiene lugar a velocidad subsonica del orden de Mach 0,3 y a una altitud del orden de 5000 m.
Esta fase de crucero se termina por un aterrizaje en pista de aterrizaje convencional, ventajosamente no lejos del paso de tiro (figura 9I) de la lanzadera.
El vuelo del modulo puede ser completamente autonomo o mandado a distancia.
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El modulo 14 de acuerdo con la presente invencion representa mas del 80% del valor de la lanzadera y alrededor del 60% de la masa inerte de la primera etapa. Se entiende que el porcentaje representado por el modulo con respecto al coste total de la lanzadera depende del numero de motores del sistema propulsor. Por consiguiente, la reutilizacion del modulo 14 permite reducir casi los costes de fabricacion de una nueva lanzadera.
Ademas, el coste de desarrollo del modulo 14 se reduce significativamente con respecto al coste de desarrollo de una primera etapa completamente reutilizable, alrededor del 35%.
Suponiendo diez reutilizaciones de los motores de las lanzaderas gracias al regreso del modulo 14, lo que corresponde a una duracion de vida acumulada de alrededor de 2000 s, el coste recurrente medio, considerando un ciclo total de vida del modulo de 100 vuelos, de una primera etapa de acuerdo con la presente invencion, se estima en un 25% del coste de la etapa consumible correspondiente.
Se busca ventajosamente realizar motores de propulsion muy robustos con el fin de maximizar su numero de reutilizaciones.
Parece por lo tanto que la presente invencion permite una reduccion importante de los costes de produccion y de explotacion.
De acuerdo con la invencion, la aerodinamica sustentadora tiene lugar unicamente en fase subsonica para el enderezamiento, la fase de crucero y de aterrizaje. La invencion presenta por lo tanto la ventaja de poder utilizar tecnologias conocidas y probadas en el campo de las alas volantes. Los costes y el tiempo de desarrollo son por lo tanto reducidos.
De manera ventajosa, se pueden elegir aletas en flecha de alrededor de 30°. Gracias a esta eleccion de flecha, se obtienen posiciones de cajas de combustion aerodinamicas subsonicas e hipersonicas tales que el vuelo es estable con incidencia y derrape nulos en modo hipersonico, supersonico y transonico, y con baja incidencia para un vuelo sustentador en modo subsonico.
Gracias a la invencion, el modulo 14 presenta una densidad volumica importante ya que no comprende los depositos vacios, lo que facilita su manipulacion durante su regreso a tierra y su escenario de recuperacion.
La forma roma del morro permite maximizar la resistencia de onda. Conviene senalar que unas alas de cola con perfil espeso, compatibles con el vuelo subsonico, contribuyen igualmente a aumentar la resistencia de onda de vuelo supersonico.
Se comprende que la forma de las aletas descritas anteriormente no es en ningun caso limitativa y se puede prever por ejemplo realizar unas aletas 19b, 19c en mas de dos partes. Se puede igualmente considerar anadir winglets o aletas verticales marginales en los extremos de las aletas 19a, 19c y/o 19c, para responder a necesidades de la reentrada balistica y del crucero de regreso. Estas winglets pueden ser replegables o no.
La disposicion del motor 20 en un conducto confundido con el eje longitudinal del modulo alimenta con aire caliente el fondo, lo que tiene por efecto reducir la resistencia de fondo y por lo tanto la resistencia global.
Se puede prever optimizar ademas la resistencia global del modulo en el transcurso del vuelo de regreso en crucero subsonico optimizando la resistencia de fondo del modulo, sabiendo que esta resistencia representa la contribucion principal a la resistencia global subsonica. Para esto, se puede prever anadir un cono trasero de forma modificable, por ejemplo hinchable durante la fase de frenado mediante el paracaidas 22.
Las fases con paracaidas y sustentadora subsonica ofrecen numerosos grados de libertad para ajustar los rendimientos del modulo. Se puede modificar el tamano del paracaidas de frenado, modificar la velocidad de partida del enderezamiento, se puede actuar en el factor de carga transversal durante el enderezamiento, se puede igualmente modificar la altitud de crucero de regreso del modulo hasta la pista de aterrizaje.
El modulo recuperable 14 de acuerdo con la presente invencion puede ser utilizado para cualquier tamano de lanzaderas, de nanolanzaderas hasta las lanzaderas superpesadas. Este modulo es facilmente adaptable a diferentes modulos de propulsion, diferentes tamanos de vehiculo y diferentes tipos de mision.
El modulo de acuerdo con la presente invencion ha sido descrito en el caso de una lanzaderas de dos etapas, pero puede igualmente aplicarse a un vehiculo con una sola etapa para formar un demostrador o como banco de prueba volante para experimentaciones en vuelo, o una lanzadera que comprende al menos dos etapas, estando situado el modulo en la etapa inferior o en una de las etapas superiores.

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    REIVINDICACIONES
    1. - Modulo recuperable para modulo de propulsion destinado a lanzar un artefacto al espacio que comprende al menos una etapa, siendo apto dicho modulo recuperable para ser solidario a una parte no recuperada (16) durante el lanzamiento, comprendiendo dicho modulo recuperable (14) un sistema propulsor (8) destinado al lanzamiento del artefacto, unos sistemas de mando y de control del sistema propulsor, un motor (20) de propulsion en vuelo subsonico, unas superficies sustentadoras para el vuelo subsonico, un tren (30) de aterrizaje y un paracaidas (22) de frenado, estando dicho modulo recuperable (14) destinado a estar dispuesto en posicion inferior de dicha etapa, comprendiendo la parte no recuperada (16) al menos un deposito (12, 13) para alimentar el sistema propulsor (8), estando destinados dicho modulo recuperable (14) y dicha parte no recuperada (16) a ser separados cuando el modulo de propulsion alcanza una altitud dada, siendo apto el modulo recuperable (14) para aterrizar de manera controlada despues de un vuelo de crucero, por ejemplo para un regreso hacia el sitio de lanzamiento.
  2. 2. - Modulo recuperable de acuerdo con la reivindicacion 1, en el que las superficies sustentadoras estan formadas por una parte al menos de la cola (10) de dicho artefacto.
  3. 3. - Modulo recuperable de acuerdo con la reivindicacion 2, en el que dicha cola (10) comprende al menos dos aletas (19a, 19b, 19c).
  4. 4. - Modulo recuperable de acuerdo con la reivindicacion 3, que comprende al menos tres aletas (19a, 19b, 19c) de las cuales al menos dos (19b, 19c) son de forma modificable para formar superficies sustentadoras.
  5. 5. - Modulo recuperable de acuerdo con la reivindicacion 3 o 4, en el que cada una de las dos aletas modificables (19b, 19c) comprende una primera parte (19b1, 19c1) fijada sobre la envoltura del modulo y una segunda parte (19b2, 19c2) montada movil en la primera parte (19b1, 19c1), el desplazamiento de la segunda parte (19b2, 19c2) con respecto a la primera parte (19b1, 19c1) y siendo obtenido por ejemplo por medio de al menos un motor electrico o hidraulico.
  6. 6. - Modulo recuperable de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 5, que comprende un canal central (24) de eje confundido con el eje del modulo recuperable, estando dispuesto el motor (20) de propulsion en vuelo subsonico en dicho canal central (24), asi como el paracaidas (22) de frenado encerrado en un bote (25), estando dispuesto dicho bote (25) en el canal de eyeccion en la parte trasera del motor (20) de propulsion en vuelo subsonico.
  7. 7. - Modulo recuperable de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 6, en el que el motor (20) de propulsion en vuelo subsonico es un motor aerobio alimentado de carburante mediante depositos previstos en las aletas de la cola.
  8. 8. - Modulo recuperable de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 7, en el que el modulo recuperable tiene un morro romo.
  9. 9. - Modulo de propulsion destinado a lanzar un artefacto al espacio que comprende al menos una etapa que comprende un modulo recuperable de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 8 y una parte destinada a no ser recuperada que comprende al menos un deposito (12, 13) para alimentar el sistema propulsor (8).
  10. 10. - Artefacto de tipo lanzadera equipado con un modulo de propulsion de acuerdo con la reivindicacion precedente, que comprende al menos dos etapas, una etapa formada por el modulo de propulsion y una etapa que soporta una carga util, siendo separables dichas dos etapas.
  11. 11. - Lanzadera de acuerdo con la reivindicacion precedente, pudiendo dicha lanzadera ser del tipo nanolanzadera, incluso lanzadera superpesada.
  12. 12. - Lanzadera de acuerdo con la reivindicacion 11, en la que el modulo de propulsion forma la etapa inferior de la lanzadera o una de las etapas superiores.
  13. 13. - Metodo de recuperacion del modulo recuperable de acuerdo con una de las reivindicaciones 1 a 8 que comprende las etapas de:
    a) separacion del modulo recuperable y de la parte no recuperada,
    b) caida libre del modulo recuperable,
    c) despliegue del paracaidas de frenado cuando la velocidad del modulo recuperable se vuelve subsonica,
    d) puesta en marcha del motor de propulsion en vuelo subsonico y colocacion de las superficies sustentadoras durante la fase con paracaidas,
    e) largado del paracaidas,
    f) inicio de un enderezamiento, despues de una eventual reaceleracion,
    g) crucero de regreso, y 5
    h) aterrizaje.
  14. 14. - Metodo de acuerdo con la reivindicacion 13, en el que durante la etapa a), la separacion del modulo recuperable y de la parte no recuperada tiene lugar en una direccion casi ortogonal al plano de la trayectoria.
    10
  15. 15. - Metodo de acuerdo con la reivindicacion 14 o 15, en el que la etapa d) tiene lugar con presion dinamica baja, del orden de 400 Pa, para facilitar la variacion de forma de la superficie sustentadora y disponer del tiempo necesario para la puesta en marcha del motor de propulsion.
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