ES3036337T3 - Reusable space transportation system - Google Patents
Reusable space transportation systemInfo
- Publication number
- ES3036337T3 ES3036337T3 ES21830319T ES21830319T ES3036337T3 ES 3036337 T3 ES3036337 T3 ES 3036337T3 ES 21830319 T ES21830319 T ES 21830319T ES 21830319 T ES21830319 T ES 21830319T ES 3036337 T3 ES3036337 T3 ES 3036337T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- flaps
- propulsion device
- fuselage
- transport system
- control unit
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/62—Systems for re-entry into the earth's atmosphere; Retarding or landing devices
- B64G1/623—Retarding devices, e.g. retrorockets
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
- B64G1/006—Reusable launch rockets or boosters
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/403—Solid propellant rocket engines
- B64G1/404—Hybrid rocket engines
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/62—Systems for re-entry into the earth's atmosphere; Retarding or landing devices
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Toys (AREA)
- Platform Screen Doors And Railroad Systems (AREA)
- Motorcycle And Bicycle Frame (AREA)
- Fittings On The Vehicle Exterior For Carrying Loads, And Devices For Holding Or Mounting Articles (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Automatic Assembly (AREA)
- Accommodation For Nursing Or Treatment Tables (AREA)
- Warehouses Or Storage Devices (AREA)
Abstract
Un sistema de transporte espacial (1) destinado a ser montado en un lanzador espacial (100) que comprende un dispositivo de propulsión reencendible (2) y flaps orientables (3) ubicados en un segundo extremo (12) y una unidad de control (4), comprendiendo cada flap (3) medios de activación configurados para modificar la orientación de dicho flap (3), estando configurada la unidad de control (4) para controlar la activación del dispositivo de propulsión (2) y para controlar individualmente la orientación de los flaps (3) con el fin de implementar los siguientes pasos: un paso de lanzamiento, durante el cual el dispositivo de propulsión (2) se apaga y los flaps (3) están en una posición retraída; un paso de retorno, durante el cual la unidad de control (4) despliega los flaps (3) y controla individualmente la orientación de los flaps (3) con el fin de ralentizar el sistema (1), estando apagado el dispositivo de propulsión (2); una etapa de aterrizaje, durante la cual la unidad de control (4) controla el dispositivo de propulsión (2) y los medios de activación para orientar los flaps (3) con el fin de frenar y girar el sistema (1). (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)
Description
DESCRIPCIÓN
Sistema de transporte espacial reutilizable
Campo Técnico
La invención se refiere a un sistema de transporte espacial reutilizable destinado a ser instalado en un lanzador espacial.
Técnica anterior
Las misiones de lanzamiento espacial se llevan a cabo en general instalando un sistema de transporte que lleva una carga útil, por ejemplo un satélite a colocar en órbita, en un lanzador espacial. El sistema de transporte constituye así el último nivel del lanzador, siendo los primeros niveles unos niveles de propulsión que se desprenden una vez cumplida su misión.
Un problema generalmente encontrado por los sistemas de transporte conocidos es que sólo pueden utilizarse una vez, es decir, para un único lanzamiento y un único aterrizaje en la Tierra.
Con el fin de solucionar este problema, se desarrolló un sistema de transporte reutilizable, o cohete reutilizable. Un sistema de transporte reutilizable es capaz de aterrizar en un lugar predeterminado al final de su misión con el fin de poder recuperar el sistema de transporte, y restablecer el sistema de transporte en estado de funcionamiento para una próxima misión.
Una problemática encontrada por los sistemas de transporte reutilizables es ser capaz de controlar con suficiente precisión la orientación y la velocidad del sistema de transporte para permitir que el sistema de transporte regrese del espacio para aterrizar en el lugar deseado.
La solución para controlar la orientación y la velocidad del sistema de transporte también debe ser lo suficientemente robusta para resistir a las tensiones sufridas durante el uso del sistema de transporte y permitir que el sistema de transporte se reutilice para una misión posterior.
Se conoce por el documento RU 2053168 un cohete de lanzamiento reutilizable para un sistema de transporte espacial para implementar una etapa de lanzamiento durante la cual un dispositivo de propulsión está apagado y los flaps están en una posición retraída, una etapa de retorno durante la cual los flaps se despliegan y se orientan para asegurar la estabilidad y dirigir el cohete, estando apagado el dispositivo de propulsión, y una etapa de aterrizaje durante la cual el dispositivo de propulsión y los flaps se controlan para reducir la velocidad y llevar a cabo un giro del cohete, por el documento WO 2010/141124 un vehículo de lanzamiento.
Según un primer aspecto, la invención se refiere a un sistema de transporte espacial destinado a ser montado en un lanzador espacial. El sistema de transporte comprende un fuselaje que se extiende principalmente según una primera dirección, un primer extremo, un segundo extremo opuesto al primer extremo según la primera dirección, y un dispositivo de propulsión reencendible ubicado en dicho primer extremo o en dicho segundo extremo.
Según una característica general de la invención, el sistema de transporte comprende una pluralidad de flaps orientables situadas en dicho segundo extremo, y una unidad de control. Cada flap comprende un medio de accionamiento configurado para modificar la orientación de dicho flap por lo menos en un plano que comprende la primera dirección. Dicha unidad de control está configurada para controlar el dispositivo de propulsión y controlar individualmente cada medio de accionamiento para controlar la orientación de cada uno de los flaps con el fin de implementar las siguientes etapas:
- una etapa de lanzamiento durante la cual el dispositivo de propulsión está apagado y los flaps están en una posición retraída;
- una etapa de retorno durante la cual la unidad de control controla los medios de accionamiento para desplegar los flaps y orientarlos para asegurar la estabilidad y controlar el sistema, estando apagado el dispositivo de propulsión;
- una etapa de aterrizaje durante la cual la unidad de control controla el dispositivo de propulsión y los medios de accionamiento para orientar los flaps para reducir la velocidad y llevar a cabo un giro del sistema de transporte.
Tal sistema de transporte es en particular ventajoso ya que ofrece una solución simple y robusta para un sistema de transporte reutilizable, adecuado para todas las fases de la misión del sistema de transporte.
El fuselaje del sistema de transporte tiene un perfil aerodinámico simple, es decir sin alas, lo que permite minimizar las restricciones de diseño del lanzador y maximizar al mismo tiempo el volumen interno del sistema de transporte espacial reutilizable, ya que no necesita utilizar un carenado aerodinámico externo.
Este perfil simple es similar al perfil del carenado de un cohete no reutilizable utilizado anteriormente. Este perfil permite así disponer de un sistema de transporte que se puede adaptar a los lanzadores actuales sin necesidad de realizar ninguna modificación en el diseño de los lanzadores conocidos y utilizados con este tipo de perfil de cohete.
Según una posible característica, los flaps están ubicados lejos del fuselaje del sistema de transporte, sea cual sea la etapa. Los flaps están preferentemente lejos del fuselaje según la primera dirección en la etapa de lanzamiento. Los flaps quedan así desplazados con respecto al flujo fluídico en el fuselaje.
La distancia de los flaps con respecto al fuselaje permite la absorción de la capa límite aerodinámica de unión y maximiza así la eficiencia aerodinámica de la superficie externa del sistema de transporte, sea cual sea el régimen de velocidad (y Mach) del sistema de transporte.
Según una posible característica, los medios de accionamiento de los flaps son accionadores curvos. Pueden describir un movimiento según una dirección circular o formar una rótula que permita un pivotamiento adicional en dos planos distintos.
Según una posible característica, el sistema comprende cuatro (3 o más) flaps distribuidos según una simetría axial alrededor de la primera dirección.
Según una posible característica, el dispositivo de propulsión comprende una pluralidad de toberas de eyección distribuidas sobre el fuselaje del sistema a lo largo de una dirección circunferencial alrededor de la primera dirección y que están dirigidas hacia el segundo extremo del sistema y entre los flaps, o según una dirección paralela a la primera dirección y pasando entre dos flaps por cada tobera de eyección.
Según una posible característica, el dispositivo de propulsión genera un empuje variable en intensidad y en dirección, y controlado por la unidad de control.
Según una posible característica, los flaps tienen, según la primera dirección y en la configuración de la etapa de lanzamiento, una longitud comprendida entre 40 % y 60 % de la longitud del fuselaje del sistema.
Unos flaps con tal relación de dimensiones con el sistema de transporte permiten optimizar el control de la estabilidad, la dirección y la desaceleración del sistema de transporte.
Según una posible característica, en la que cada flap comprende un primer extremo dirigido hacia el primer extremo del sistema cuando tiene lugar la etapa de lanzamiento y un segundo extremo dirigido hacia el segundo extremo del sistema cuando tiene lugar la etapa de lanzamiento, y el sistema de transporte está configurado para apoyarse, al final de la etapa de aterrizaje, sobre una superficie de referencia, tal como una base de aterrizaje, por contacto con el segundo extremo de los flaps para acentuar la estabilidad de apoyo al aterrizaje.
Según una posible característica, el sistema comprende por lo menos un pie central situado en el segundo extremo del sistema y rodeado por los flaps, estando el sistema de transporte configurado para apoyarse, al final de la etapa de aterrizaje, sobre la superficie de referencia a través del pie central y a través del segundo extremo de los flaps que permiten acentuar la estabilidad en el suelo del sistema de transporte. Por lo tanto, los flaps no soportan la mayor parte del peso, sino que sirven como apoyo adicional, como si fueran muletas.
Según un modo de realización de la invención, el dispositivo de propulsión está montado en el primer extremo del fuselaje. Esta configuración permite maximizar el desacoplamiento entre el sistema de transporte y el lanzador en la fase de lanzamiento, y, en la fase de reentrada, minimizar las interacciones de chorros con las superficies de control aerodinámicas y el suelo, reducir los flujos de gases de recirculación calientes en la fase de aterrizaje, y mover hacia atrás el centro de gravedad en la fase final de giro, pudiendo así ayudar a la maniobra de giro y a la estabilización del sistema de transporte en la configuración apoyada al suelo.
Según otro modo de realización, el dispositivo de propulsión está montado en el segundo extremo del fuselaje. Esta configuración permite evitar cualquier tratamiento especial de las toberas mediante tapas de protección de los ambientes térmicos. Además, permite, para la fase de lanzamiento, tener una protección del dispositivo de propulsión por la interfaz mecánica entre el sistema de transporte y el lanzador. Durante la reentrada, esta configuración permite evitar cualquier impacto de los chorros propulsores sobre el fuselaje o sobre la cara extradós de los flaps aerodinámicos, proteger el dispositivo de propulsión de los ambientes aerotérmicos de reentrada, y llevar a cabo una segregación favorable entre los sistemas de a bordo.
Según un segundo aspecto, la invención se refiere a un conjunto que comprende un sistema según una cualquiera de las características anteriores instalado en un lanzador espacial.
Breve descripción de los dibujos
Otras características y ventajas de la presente invención se desprenderán de la descripción que se da a continuación, con referencia a los dibujos adjuntos que ilustran un ejemplo de realización desprovisto de cualquier carácter limitativo.
[Figura 1] La figura 1 representa esquemáticamente una vista en perspectiva de un sistema de transporte en vuelo según un primer modo de realización con los flaps en posición retraída para la etapa de lanzamiento.
[Figura 2] La figura 2 representa esquemáticamente una vista en perspectiva del sistema de transporte de la figura 1 en vuelo con los flaps en posición semidesplegada para la etapa de entrada en la atmósfera.
[Figura 3] La figura 3 representa esquemáticamente una vista en perspectiva del sistema de transporte de la figura 1 con los flaps en posición desplegada para la etapa de aterrizaje.
[Figura 4] La figura 4 representa esquemáticamente el sistema de transporte de la figura 3 cuando está apoyado en el suelo después del aterrizaje.
[Figura 5] La figura 5 representa esquemáticamente el sistema de transporte de la figura 1 instalado en un lanzador espacial.
[Figura 6] La figura 6 representa esquemáticamente una vista en perspectiva de un sistema de transporte en vuelo según un segundo modo de realización con los flaps en la posición retraída para la etapa de lanzamiento.
[Figura 7] La figura 7 representa esquemáticamente una vista en perspectiva del sistema de transporte de la figura 6 en vuelo con los flaps en posición semidesplegada para la etapa de entrada en la atmósfera.
[Figura 8] La figura 8 representa esquemáticamente una vista en perspectiva del sistema de transporte de la figura 6 cuando está apoyado en el suelo después del aterrizaje.
Descripción de los modos de realización
Como se ilustra en las figuras 1 a 8 que ilustran dos realizaciones de un sistema 1 de transporte según la invención, un sistema 1 de transporte comprende un dispositivo de propulsión 2, una pluralidad de flaps 3 y un fuselaje 10 que se extiende principalmente según una dirección principal X entre un primer extremo 11 y un segundo extremo 12 opuesto al primer extremo 11. El primer extremo 11 del fuselaje 10 se considera como el extremo situado en la parte delantera del sistema 1 de transporte cuando está en vuelo, y el segundo extremo 12 del fuselaje 10 se considera como el extremo situado en la parte trasera del sistema 1 de transporte cuando está en vuelo. Cuando el sistema 1 de transporte está montado en un lanzador 100 como se ilustra en la figura 6, el primer extremo 11 está libre en la parte delantera, y el segundo extremo está en contacto con el lanzador 100.
En el modo de realización ilustrado en las figuras 1 a 5, el dispositivo de propulsión 2 está situado en el segundo extremo 12. En un segundo modo de realización ilustrado en particular en las figuras 7 a 10, el dispositivo de propulsión 2 puede estar montado en el primer extremo 11.
En los dos modos de realización ilustrados en las figuras 1 a 5 y 6 a 8, los flaps 3 están acoplados al segundo extremo 12 del fuselaje 10 del sistema 1 de transporte. Los flaps 3 tienen una forma esencialmente idéntica en un plano de simetría que comprende la dirección principal y una dirección ortogonal a la dirección principal, cuando los flaps están en la configuración relacionada con la etapa de lanzamiento definida a continuación.
El fuselaje 10 está perfilado con una sección transversal que aumenta esencialmente en la dirección longitudinal. El fuselaje 10 puede así, por ejemplo, dar forma de ojiva al sistema 1 de transporte desprovista de ala, siendo el primer extremo 11 alargado.
Las flaps 3 se extienden según la dirección principal X entre un primer extremo 31 y un segundo extremo 32 opuesto al primer extremo 31. El primer extremo 31 está dispuesto opuesto al segundo extremo 12 del fuselaje 10. Y, cuando el sistema 1 de transporte está en configuración relativa a la etapa de lanzamiento, el primer extremo 31 y el segundo extremo 32 están alineados según una dirección paralela a la dirección principal X.
Cada flap 3 está fijado al fuselaje 10 mediante un accionador 33 que forma una conexión articulada, provista de una rótula por ejemplo en su extremo que coopera con el flap 3, lo que permite modificar la orientación del flap 3 según diferentes direcciones.
Gracias al accionador 33, las flaps 3 son móviles entre una posición retraída y una posición desplegada. La posición retraída se utiliza en particular durante la etapa de lanzamiento y se ilustra en las figuras 1 y 6, en la que los flaps 3 están orientados para estar en la prolongación del, o paralelos al, fuselaje 10 del sistema 1 de transporte, y ofrecer la menor resistencia posible, o incluso nula, al flujo fluídico que fluye sobre el fuselaje 10. La posición desplegada de tope, ilustrada en las figuras 3, 4 y 8, se utiliza en particular durante la etapa de aterrizaje. En esta posición, dichos flaps 3 están desplegados y sobresalen del perfil del fuselaje 10.
Los flaps 3 no están limitados a dos posiciones, y pueden estar individualmente en cualquier posición entre la posición retraída y la posición desplegada de tope, incluso con grados de libertad complejos. Las figuras 2 y 7 ilustran en particular de manera esquemática el sistema 1 de transporte con los flaps 3 en posición semidesplegada para una etapa de reentrada en la atmósfera.
El accionador 33 está así configurado para desplazar el flap 3 con respecto al fuselaje 10 sea cual sea la etapa en la que se encuentra el sistema de transporte 1. El accionador 33 permite así desplazar el flap 3 con respecto al fuselaje 10 en cualquier momento según la dirección principal X y/o según una dirección contenida en un plano ortogonal a la dirección principal X.
En la etapa de lanzamiento, los flaps 3 pueden así disponerse en la prolongación principal X de un espacio que separa el primer extremo 31 de cada flap 3 del segundo extremo 12 del fuselaje 10 como se ilustra en la figura 1 para el primer modo de realización y en la figura 6 para el segundo modo de realización.
Como se ilustra en la figura 8 que ilustra el sistema de transporte 1 según el segundo modo de realización en una configuración relacionada con la etapa de aterrizaje, el accionador 33 puede comprender un brazo mecánico redondeado que permite pivotar el flap entre su posición retraída y su posición desplegada. Puede comprender una rótula también colocada entre el brazo mecánico curvo y el flap 3 que permite modificar la orientación del flap 3 con respecto al brazo mecánico.
El primer extremo 31 de los flaps 3 está por lo tanto desconectado del fuselaje 10 y situado a una distancia de dicho fuselaje 10 del sistema 1 de transporte, lo que permite adoptar los complejos grados de libertad de giro de los flaps 3 según las necesidades vinculadas a la mecánica del vuelo, para garantizar un funcionamiento óptimo de los flaps 3 durante todas las fases de vuelo encontradas durante la reentrada en la atmósfera y para limitar las interacciones entre los flaps 3 y el fuselaje 10 como se ilustra en las figuras 2 y 7 en particular.
En los dos modos de realización ilustrados en las figuras 1 a 8, el sistema 1 comprende cuatro flaps 3 idénticos que están distribuidos de manera homogénea alrededor de la dirección principal X. El número de flaps 3 puede variar según los modos de realización, pero es por lo menos igual a tres.
El sistema 1 de transporte comprende también una unidad de control 4 que está configurada, por una parte, para controlar el dispositivo de propulsión 2, y más particularmente la activación del dispositivo de propulsión 2, y, por otra parte, para controlar la orientación de cada flap 3 de manera individual controlando los accionadores 33. La unidad de control 4 controla así el encendido del dispositivo de propulsión 2 y la orientación de los flaps 3 a fin de controlar la velocidad, la orientación y la trayectoria del sistema 1 de transporte de manera que se implemente un escenario predeterminado que es función de la misión que dicho sistema 1 de transporte debe llevar a cabo. La unidad de control 4 permite así al sistema 1 de transporte llevar a cabo un giro durante su descenso a la Tierra justo antes de aterrizar. La unidad de control 4 también puede proceder a gestionar la desaceleración y/o aceleración del sistema 1 según las necesidades de la misión. La unidad de control 4 también permite guiar el sistema 1 de transporte hacia la zona de aterrizaje deseada.
La unidad de control 4 está configurada en particular para implementar una etapa de lanzamiento, después una etapa de retorno desde el espacio, y después una etapa de aterrizaje.
Durante la etapa de lanzamiento, el sistema 1 de transporte se instala en un lanzador espacial 100 como se ilustra en la figura 5, el dispositivo de propulsión 2 está apagado y los flaps 3 están en su posición retraída con el fin de limitar el volumen del sistema 1 de transporte y las interacciones en el lanzador 100.
Durante la etapa de retorno, el sistema 1 de transporte regresa a la Tierra con el fin de poder ser recuperado. Durante la etapa de retorno, la unidad de control 4 controla los accionadores 33 con el fin de desplegar los flaps 3 en una posición que permite asegurar la estabilidad, la desaceleración y el pilotaje del sistema 1 en su caída hacia la Tierra, tal y como se ilustra en las figuras 2 y 7, estando el dispositivo de propulsión 2 apagado. Durante esta etapa, el despliegue de los flaps 3 por la unidad de control 4 a través de los accionadores 33 permite llevar a cabo una desaceleración por disipación aerodinámica de la energía cinética en la atmósfera terrestre. Además, la unidad de control 4 puede adaptar la orientación de cada flap 3 individualmente con el fin de adaptar la trayectoria del sistema 1 para rectificar las eventuales desviaciones que pueden ocurrir.
Durante la etapa de aterrizaje, el sistema 1 realiza una maniobra de giro y continúa desacelerando con el fin de detenerse en el suelo. Para realizar el giro del sistema 1, la unidad de control 4 activa el dispositivo de propulsión 2 y adapta la orientación de los flaps 3 mediante los accionadores 33. Además, una vez que el sistema 1 está girado, es decir cuando el segundo extremo 12 del fuselaje 10 del sistema 1 está dirigido hacia el suelo, la unidad de control 4 activa el dispositivo de propulsión 2 con el fin de frenar el sistema 1, en particular para colocar los flaps 3 en una posición retraída en tope como se ilustra en las figuras 3 y 4 para el primer modo de realización y en la figura 8 para el segundo modo de realización.
Los accionadores 33 pueden ser accionados para tener posiciones asimétricas de los flaps 3, en particular para la fase de giro. Los flaps 3 se controlan independientemente entre sí para permitir tal giro teniendo cada uno ángulos diferentes, a diferencia de la posición de lanzamiento y la posición de aterrizaje en las que los flaps 3 están posicionados simétricamente con respecto al eje principal X.
En los dos modos de realización ilustrados en las figuras 1 a 8, los flaps 3 pueden tener una longitud L3 que está comprendida entre 20 % y 40 % de la longitud L1 del sistema 1 cuando los flaps 3 están en la posición retraída en la prolongación del fuselaje 10 del sistema 1. En otras palabras, en la posición retraída, la longitud L3 de los flaps 3 medida según la dirección principal X puede estar comprendida entre 40 % y 60 % de la longitud L10 del fuselaje 10, y preferentemente aproximadamente 50 % de la longitud L10 del fuselaje 10, como se ilustra en las figuras 1 y 6.
El sistema 1 de transporte comprende una capacidad de transporte de carga útil. La carga útil puede comprender, por ejemplo, uno o más satélites artificiales a colocar en órbita. La carga útil también puede comprender pasajeros y todos los sistemas de aborto y respaldo de misión necesarios para el transporte de pasajeros, así como sistemas de soporte vital en el espacio. El sistema 1 de transporte puede transportar al mismo tiempo en particular uno o más satélites y pasajeros.
En los dos modos de realización, el sistema 1 de transporte puede comprender una escotilla 5 situada en una zona central 13 del fuselaje 10 situada entre el primer extremo 11 y el segundo extremo 12, como se ilustra en las figuras 6 a 8, siendo dicha escotilla 5 movible entre una posición abierta en la que se puede acceder a un espacio de carga y una posición cerrada en la que el espacio de carga está cerrado. La escotilla 5 permite cargar la carga útil, protegerla durante su transporte, y después se puede abrir la escotilla 5 cuando es necesario liberar la carga útil.
Así, según una posible implementación, cuando un satélite es cargado en el espacio de carga situado en la zona central 13 y que está cerrado por la escotilla 5, la escotilla 5 puede abrirse cuando el sistema 1 de transporte ha alcanzado la órbita de transferencia de dicho satélite de manera que el satélite se coloque en posición, pudiendo entonces el satélite, por ejemplo, utilizar su motor de apogeo con el fin de desplazarse hasta su órbita de trabajo. Una vez que el satélite está colocado en su posición, la unidad de control 4 controla el dispositivo de propulsión 2 y los flaps 3 con el fin de asegurar el regreso a la Tierra del sistema 1 y con el fin de llevar a cabo las maniobras para un aterrizaje en la zona de aterrizaje deseada.
Según otra posible implementación, la escotilla 5 se abriría únicamente para el embarque y desembarque de pasajeros antes del despegue y después del aterrizaje, y durante las fases de vuelo orbital.
Preferentemente, el dispositivo de propulsión 2 genera un empuje que es variable, de modo que la unidad de control 4 puede adaptar la cantidad de empuje generado por el dispositivo de propulsión 2 cuando el dispositivo de propulsión 2 es activado por dicha unidad de control 4.
El dispositivo de propulsión 2 puede ser, por ejemplo, un motor de cohete con propulsante líquido o híbrido.
En el primer modo de realización ilustrado en las figuras 1 a 5, el dispositivo de propulsión 2 del sistema de transporte 1 está dispuesto en el segundo extremo 12 del fuselaje 10. En este primer modo de realización, el dispositivo de propulsión 2 comprende cuatro toberas de eyección 21 colocadas en el fondo del sistema 1 de transporte. Las toberas de eyección 21 están así dispuestas en un espacio comprendido entre las flaps 3 cuando están en posición retraída.
En el segundo modo de realización ilustrado en las figuras 6 a 8, el dispositivo de propulsión 2 comprende una pluralidad de toberas de eyección 21 que están distribuidas sobre el contorno del fuselaje 10 del sistema 1 de transporte a nivel del primer extremo 11, y más particularmente sobre la superficie externa del fuselaje 10. Las toberas de eyección 21 están dirigidas hacia el segundo extremo 12 del fuselaje 10 del sistema 1 y están situadas cada una según un eje paralelo a la dirección principal X y que pasa entre dos flaps 3. Así, los flaps 3 no son alcanzados por el flujo de eyección que sale del dispositivo de propulsión 2.
Como se ilustra en la figura 8, después del aterrizaje, los flaps 3 pueden servir como soporte adicional asegurando un incremento de estabilidad de apoyo para el aterrizaje para el sistema 1 de transporte. Así, los flaps 3 pueden estar en una posición de aterrizaje en la que todos los flaps 3 están en su posición desplegada de tope, apoyándose el sistema 1 sobre una superficie de referencia S, generalmente el suelo, por el segundo extremo 32 de los flaps 3.
El sistema 1 puede comprender además por lo menos un pie central 6 situado entre los flaps 3 a nivel del segundo extremo 12 como se ilustra en la figura 8. La forma del o de los pies centrales 6 está adaptada para que el sistema 1 se apoye sobre la superficie de referencia S al mismo tiempo por el segundo extremo 32 de los flaps 3 y por el o los pies centrales 6 cuando los flaps 3 están en posición de aterrizaje.
Como se ilustra en la figura 5, el sistema de transporte 1 se puede instalar en el lanzador espacial 100 con el fin de formar un conjunto E.
En las figuras 6 y 7 se puede ver una porción 102 de uno de los cárteres del lanzador espacial 100, estando este cárter destinado a ser separado del sistema 1 de transporte al final del lanzamiento.
La invención permite así proporcionar un sistema de transporte reutilizable capaz de controlar con suficiente precisión su orientación y su velocidad para permitirle regresar desde el espacio para aterrizar en el lugar deseado, y suficientemente robusto para soportar las tensiones sufridas durante el vuelo.
Claims (10)
1. Sistema (1) de transporte espacial destinado a transportar una carga útil y a ser montado en un lanzador espacial (100), comprendiendo el sistema (1) de transporte un fuselaje (10) que se extiende principalmente según una primera dirección, un primer extremo (11), un segundo extremo (12) opuesto al primer extremo (11) según la primera dirección, y un dispositivo de propulsión (2) reencendible situado en dicho primer extremo (11) o en dicho segundo extremo (12),
comprendiendo el sistema (1) de transporte una pluralidad de flaps (3) orientables situados en dicho segundo extremo (12) y una unidad de control (4), comprendiendo cada flap (3) un medio de accionamiento configurado para modificar la orientación de dicho flap (3) por lo menos en un plano paralelo a la primera dirección, y estando dicha unidad de control (4) configurada para controlar el dispositivo de propulsión (2) y controlar individualmente cada medio de accionamiento para controlar la orientación de cada uno de los flaps (3) con el fin de implementar las siguientes etapas:
- una etapa de lanzamiento durante la cual el dispositivo de propulsión (2) está apagado y los flaps (3) están en una posición retraída;
- una etapa de retorno desde el espacio durante el cual la unidad de control (4) controla los medios de accionamiento para desplegar los flaps (3) y orientarlos para asegurar la estabilidad y pilotar el sistema (1) de transporte, estando el dispositivo de propulsión (2) apagado;
- una etapa de aterrizaje durante la cual la unidad de control (4) controla el dispositivo de propulsión (2) y los medios de accionamiento para orientar los flaps (3) para desacelerar y llevar a cabo un giro del sistema (1) de transporte.
2. Sistema (1) según la reivindicación 1, en el que los flaps (3) están situados lejos del fuselaje (10) del sistema (1) de transporte sea cual sea la etapa, estando los flaps (3) distantes del fuselaje (10) según la primera dirección en la etapa de lanzamiento.
3. Sistema (1) según una cualquiera de las reivindicaciones 1 o 2, en el que los medios de accionamiento de los flaps (3) son accionadores (33) configurados para mantener los flaps desplazados con respecto al fuselaje (10).
4. Sistema (1) según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, en el que el sistema (1) comprende cuatro flaps (3) distribuidos según una simetría axial alrededor de la primera dirección.
5. Sistema (1) según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, en el que el dispositivo de propulsión (2) comprende una pluralidad de toberas de eyección (21) distribuidas en el fuselaje (10) del sistema (1) a lo largo de una dirección circunferencial alrededor de la primera dirección y que están dirigidas hacia el segundo extremo (12) del sistema (1) y entre los flaps (3) o según una dirección paralela a la primera dirección y pasando entre dos flaps (3) por cada tobera de eyección.
6. Sistema (1) según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, en el que el dispositivo de propulsión (2) genera un empuje variable en intensidad y en dirección controlado por la unidad de control (4).
7. Sistema (1) según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 6, en el que, según la primera dirección y en la configuración de la etapa de lanzamiento, los flaps (3) tienen una longitud (L3) comprendida entre 40 % y 60 % de la longitud (L10) del fuselaje (10) del sistema (1) de transporte.
8. Sistema (1) según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 7, en el que cada flap (3) comprende un primer extremo (31) dirigido hacia el primer extremo (11) del sistema (1) cuando tiene lugar la etapa de lanzamiento y un segundo extremo (32) dirigido hacia el segundo extremo (12) del sistema (1) cuando tiene lugar la etapa de lanzamiento, y el sistema (1) está configurado para apoyarse sobre una superficie de referencia (S) por contacto con el segundo extremo (32) de los flaps (3) al final de la etapa de aterrizaje.
9. Sistema (1) según la reivindicación 8, en el que el sistema (1) comprende por lo menos un pie central (6) situado en el segundo extremo (12) del sistema (1) y rodeado por los flaps (3), estando el sistema (1) configurado para apoyarse sobre la superficie de referencia (S) por contacto con el segundo extremo (32) de los flaps (3) y el pie central (6) al final de la etapa de aterrizaje.
10. Conjunto (E) que comprende un sistema (1) de transporte según una cualquiera de las reivindicaciones 1 a 9 instalado en un lanzador espacial (100).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2012136A FR3116512B1 (fr) | 2020-11-25 | 2020-11-25 | Système de transport spatial réutilisable |
| PCT/FR2021/052094 WO2022112718A1 (fr) | 2020-11-25 | 2021-11-25 | Systeme de transport spatial reutilisable |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES3036337T3 true ES3036337T3 (en) | 2025-09-17 |
Family
ID=75438852
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES21830319T Active ES3036337T3 (en) | 2020-11-25 | 2021-11-25 | Reusable space transportation system |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20240010360A1 (es) |
| EP (1) | EP4251517B1 (es) |
| JP (1) | JP7796762B2 (es) |
| CA (1) | CA3200032A1 (es) |
| ES (1) | ES3036337T3 (es) |
| FR (1) | FR3116512B1 (es) |
| WO (1) | WO2022112718A1 (es) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3137897A1 (fr) * | 2022-07-13 | 2024-01-19 | Arianegroup Sas | Véhicule d'évacuation d'équipage pour véhicule orbital réutilisable, comprenant des empennages stabilisateurs à déploiement vers l’arrière |
| FR3137896B1 (fr) * | 2022-07-13 | 2024-07-26 | Arianegroup Sas | Véhicule orbital réutilisable comprenant un véhicule d'évacuation d'équipage à extraction vers l’avant |
| WO2025069071A1 (en) * | 2023-09-28 | 2025-04-03 | Vanathi Kathirvelu | Soft re-entry into the atmosphere and soft landing on the planet's surface by the space entered objects or the high flying objects like aircrafts |
| CN118790507B (zh) * | 2024-04-22 | 2026-04-03 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种多功能服务航天器构型 |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3128970A (en) * | 1964-04-14 | Vehicle soft landing system | ||
| US3118636A (en) * | 1959-01-08 | 1964-01-21 | Avco Mfg Corp | Space vehicle |
| US3232560A (en) * | 1963-02-25 | 1966-02-01 | Aerojet General Co | Recoverable space vehicle |
| RU2053168C1 (ru) * | 1993-03-19 | 1996-01-27 | Мишин Василий Павлович | Ракетный блок многоразового использования |
| US5873549A (en) * | 1996-09-25 | 1999-02-23 | Mcdonnell Douglas Corporation | Vehicle rotation and control mechanism |
| US20070012820A1 (en) * | 2004-08-11 | 2007-01-18 | David Buehler | Reusable upper stage |
| US8408497B2 (en) * | 2009-02-24 | 2013-04-02 | Blue Origin, Llc | Launch vehicles with fixed and deployable deceleration surfaces, and/or shaped fuel tanks, and associated systems and methods |
| WO2010148023A1 (en) * | 2009-06-15 | 2010-12-23 | Blue Origin, Llc | Predicting and correcting trajectories |
| US8678321B2 (en) * | 2009-06-15 | 2014-03-25 | Blue Origin, Llc | Sea landing of space launch vehicles and associated systems and methods |
| FR2961179B1 (fr) * | 2010-06-14 | 2012-07-27 | Astrium Sas | Module reutilisable simplifie pour lanceur |
| US9487308B2 (en) * | 2013-03-15 | 2016-11-08 | Blue Origin, Llc | Launch vehicles with ring-shaped external elements, and associated systems and methods |
| US10093433B2 (en) * | 2015-04-27 | 2018-10-09 | N. Eric Knudsen | Rocket landing systems |
| JP6720031B2 (ja) * | 2016-09-08 | 2020-07-08 | 三菱重工業株式会社 | 宇宙機及びその着陸方法 |
| EP3653516B1 (en) * | 2018-11-15 | 2022-01-26 | Orbital Express Launch Limited | Multi-stage rocket with a recoverable rocket stage and method for launching a multi-stage rocket and returning a recoverable rocket stage to earth |
| CN111071492B (zh) * | 2019-12-02 | 2022-08-30 | 燕山大学 | 一种利用气能回收涡轮制动的火箭及其回收减速方法 |
| US11754368B2 (en) * | 2020-03-31 | 2023-09-12 | Yoshiro Nakamats | Low cost rocket |
-
2020
- 2020-11-25 FR FR2012136A patent/FR3116512B1/fr active Active
-
2021
- 2021-11-25 JP JP2023554084A patent/JP7796762B2/ja active Active
- 2021-11-25 ES ES21830319T patent/ES3036337T3/es active Active
- 2021-11-25 CA CA3200032A patent/CA3200032A1/fr active Pending
- 2021-11-25 EP EP21830319.6A patent/EP4251517B1/fr active Active
- 2021-11-25 US US18/254,479 patent/US20240010360A1/en active Pending
- 2021-11-25 WO PCT/FR2021/052094 patent/WO2022112718A1/fr not_active Ceased
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP4251517B1 (fr) | 2025-05-07 |
| FR3116512B1 (fr) | 2024-09-20 |
| WO2022112718A1 (fr) | 2022-06-02 |
| JP7796762B2 (ja) | 2026-01-09 |
| CA3200032A1 (fr) | 2022-06-02 |
| EP4251517C0 (fr) | 2025-05-07 |
| JP2023550569A (ja) | 2023-12-01 |
| EP4251517A1 (fr) | 2023-10-04 |
| US20240010360A1 (en) | 2024-01-11 |
| FR3116512A1 (fr) | 2022-05-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20220048620A1 (en) | Universal vehicle with improved stability for safe operation in air, water and terrain environments | |
| ES2376662T3 (es) | Aeronave de vuelo mixto aerodin�?mico y espacial y procedimiento de pilotaje asociado. | |
| JP5677092B2 (ja) | スペースクラフト（ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ）後部胴体装置 | |
| ES2922386T3 (es) | Conjunto que comprende un vehículo a motor de lanzamiento y un avión dron propulsado por chorro, y método para transportar y liberar una carga | |
| ES2921154T3 (es) | Etapa reutilizable para una lanzadera espacial, lanzadera espacial y método para transportar una carga útil al espacio | |
| US12145726B2 (en) | Launch system | |
| US5526999A (en) | Spacecraft with a crew escape system | |
| JP7796762B2 (ja) | 再使用可能な宇宙輸送システム | |
| RU2566597C2 (ru) | Упрощенный многоразовый модуль для ракеты-носителя | |
| EP0928269B1 (en) | Vehicle rotation and control mechanism | |
| US20070012820A1 (en) | Reusable upper stage | |
| US7252270B2 (en) | System and method for launching a missile from a flying aircraft | |
| ES2911402T3 (es) | Cohete multietapa con una etapa de cohete recuperable y método para lanzar un cohete multietapa y retornar una etapa de cohete recuperable a la Tierra | |
| US20100030403A1 (en) | Methods and apparatus for airborne systems | |
| WO2008010226A1 (en) | Air vehicle and deployable wing arrangement therefor | |
| US3576298A (en) | Aerospace vehicle | |
| US10669047B2 (en) | System and method for hypersonic payload separation | |
| US10815010B2 (en) | High altitude air launched rocket | |
| EP0631931B1 (en) | Spacecraft with an escape system for the crew | |
| ES3061514T3 (en) | Hypersonic transport system | |
| KR102676829B1 (ko) | 방향 전환이 용이한 비행선 | |
| IL157261A (en) | System and method for launching a missile from a flying aircraft |