RU2053168C1 - Ракетный блок многоразового использования - Google Patents
Ракетный блок многоразового использования Download PDFInfo
- Publication number
- RU2053168C1 RU2053168C1 RU93014375A RU93014375A RU2053168C1 RU 2053168 C1 RU2053168 C1 RU 2053168C1 RU 93014375 A RU93014375 A RU 93014375A RU 93014375 A RU93014375 A RU 93014375A RU 2053168 C1 RU2053168 C1 RU 2053168C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- landing
- block
- engines
- rocket
- center
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным блокам многоразового использования, в частности к блокам первых ступеней многоразовых транспортных космических систем "земля - орбита", и может быть использовано практически для ракет-носителей любого класса, но особенно эффективно применение данного изобретения для многоразовых ракет-носителей реализующих программы выведения больших грузопотоков "земля - орбита". Технической задачей изобретения является создание многоразового ракетного блока, способного возвращаться на значительные расстояния к месту старта и осуществлять вертикальную посадку на площадку малых размеров. Предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить устойчивый и управляемый полет ракетного блока на сверхзвуковых и дозвуковых режимах полета, осуществить возвращение в район стартовой позиции и совершить посадку с малой горизонтальной и вертикальной скоростью на площадку ограниченных размеров. Ракетный блок многоразового использования содержит корпус с топливными баками, ракетную двигательную установку, аэродинамические поверхности, турбореактивные двигатели (ТРД), посадочное устройство. На блоке выполнена комбинированная компоновка ТРД путем их размещения в носовой части блока (маршевые) и в районе центра масс (посадочные) со смещением в сторону кормовой части относительно центра масс. ТРД снабжены устройствами управления положением вектора тяги в пространстве. Оси маршевых ТРД установлены в направлении продольной оси блока, оси посадочных ТРД установлены в направлении, близком к поперечной оси блока. Аэродинамические поверхности выполнены в виде монопланных консолей, расположенных в районе центра масс и стабилизаторов в кормовой части. Стабилизаторы выполнены в виде складывающихся решетчатых панелей, снабженных устройствами поворота. Каждая из панелей стабилизаторов выполнена таким образом, что в сложенном положении она повторяет форму поверхности кормовой части блока. Посадочное устройство выполнено в виде одностоечной убирающейся лыжи с амортизатором в кормовой части блока. На монопланных консолях симметрично относительно продольной оси блока установлены две убирающиеся стояночные опоры, а в носовой части блока установлена убирающаяся опорная стойка с амортизатором. Посадочные ТРД расположены внутри монопланных консолей. Устройства управления положением вектора тяги ТРД в пространстве выполнены в виде поворотных сопел. Контактирующая поверхность лыжи имеет фрикционное покрытие. 9 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к ракетным блокам многоразового использования, в частности к блокам 1-х ступеней многоразовых космических систем "земля-орбита", и может быть использовано практически для ракет-носителей любого класса, но особенно эффективно применение данного изобретения для многоразовых ракет-носителей, реализующих программы выведения больших грузопотоков "земля-орбита".
В настоящее время известно достаточно большое количество технических решений, обеспечивающих многоразовое использование ракетных блоков. Среди них можно выделить три основных типа средств возвращения и посадки (СВП) ракетных блоков.
1. Ракетные блоки многоразового использования без приведения на посадочную площадку, реализующие вертикальную посадку с использованием парашютных, реактивных и амортизационных устройств или их сочетаний. Проектно-конструкторские решения по данному направлению известны из находящейся в эксплуатации парашютной системы спасения боковых ракетных ускорителей ракеты-носителя "Спейс Шаттл".
Все технические решения по данному направлению реализуют вертикальную посадку ракетных блоков с возможным маневром на расстояния порядка нескольких десятков километров от трассы полета, но не обеспечивают возможность маневра приведения на более удаленные от трассы полета площадки, тем более не обеспечивают маневр возвращения в район стартового комплекса ракетных блоков 1-х ступеней ракет-носителей.
2. Ракетные блоки многоразового использования, реализующие маневр приведения на посадочную полосу и горизонтальную посадку с использованием несущих аэродинамических поверхностей (жестких крылья, гибких параплан или вращающихся ротор). Технические решения по данному вопросу защищены рядом патентов.
Обобщенным признаком данного направления является наличие больших по площади несущих аэродинамических поверхностей, указанных выше разновидностей, реализующих аэродинамическое качество, величина которого в основном и определяет приведение и посадку ракетного блока на то или иное предельное расстояние от трассы полета или посадочной площадки. При обеспечении сравнительно высоких для ракетных блоков значений аэродинамического качества (порядка 15. 20) возможная дальность маневра составляет величины порядка (150. 300) км. При удалении условной точки входа в плотные слои атмосферы ракетного блока от точки старта на 600-1000 км, что характерно для большинства двухступенчатых ракет-носителей при скорости разделения ступеней 2000-3000 м/с, маневр возвращения в точку старта, становится практически невозможным.
Существенным недостатком данного способа является также значительная величина горизонтальной составляющей скорости ракетного блока в момент касания посадочной полосы, что определяет существенную длину пробега по посадочной полосе, а следовательно, потребует строительства дорогостоящих аэродромных полос большой протяженности (например, посадочная полоса для космического самолета "Буран" при ширине 80 м имеет длину более 5 км).
3. Ракетные блоки многоразового использования, реализующие перелет и горизонтальную посадку на удаленные от трассы полета посадочные площадки, в том числе с маневром приведения и посадки в районе старта с использованием двигательных установок и несущих аэродинамических поверхностей различных типов.
Проектно-конструкторские решения по данному направлению известны из технической литературы, например, для варианта модернизации многоразовой транспортной космической системы "Спейс Шаттл" и проектов перспективных транспортных космических систем следующего поколения.
В материалах западно-германской фирмы "Дорнье-систем" рассмотрен многоразовый ракетный блок с возвращением и горизонтальной посадкой в районе стартового комплекса, который по совокупности существенных признаков наиболее близок к предлагаемому техническому решению и выбран в качестве прототипа. Конструкция прототипа содержит следующие основные элементы: корпус с топливными баками, ракетную двигательную установку, расположенную в двигательном отсеке в кормовой части блока, монопланные несущие поверхности, расположенные в кормовой части блока, монопланный вертикальный киль, расположенный в кормовой части блока, посадочное устройство, состоящее из двух основных стоек с амортизаторами (колесное шасси), расположенных в кормовой части в районе корневых хорд консолей несущих поверхностей, и передней стойки с амортизатором (колесное шасси), расположенной в носовой части блока, два турбореактивных двигателя, расположенных внутри двигательного отсека в кормовой части блока, исполнительные органы управления движением: элероны на несущих поверхностях (консолях крыла) и руль направления на вертикальном киле.
К недостаткам такого технического решения следует отнести горизонтальную посадку, которая может потребовать не только посадочных полос значительной длины, но характеристик посадочной полосы, превосходящих существующие для аэродромов высшего класса, размеры (размах) консолей несущих поверхностей определяются известными из авиации предельными величинами посадочных скоростей (порядка 300.360 км/ч) и значительно превосходят диаметр ракетного блока, что создает значительные трудности использования не только существующих стартовых комплексов, но и заметные изменения в технических решениях для новых, наличие значительных по размерам консолей несущих поверхностей создает дополнительные, в частности, ветровые, поперечные нагрузки на всю конструкцию ракеты-носителя на активном участке выведения, что приводит к увеличению массы некоторых элементов конструкции не только самого многоразового ракетного блока, но и последующих ступеней ракеты-носителя и как следствие этого к дополнительным потерям массы полезного груза, несущие поверхности на участке аэродинамического торможения и маневра разворота работают в условиях больших скоростных напоров и тепловых потоков, что требует тепловой защиты и приводит к увеличению массы их конструкции и как следствие этого также к дополнительным потерям массы полезного груза, техническое решение по расположению турбореактивных двигателей внутри двигательного отсека ракетных блоков представляется проблематичным по причине воздействия на них вибрационных нагрузок высокой интенсивности и широкого спектра по частотам на активном участке выведения.
Технической задачей данного изобретения является создание многоразового ракетного блока, способного возвращаться на значительные расстояния, в частности, к месту старта, и осуществлять вертикальную посадку на площадку малых размеров.
Решение этой задачи достигается тем, что ракетный блок многоразового использования содержит корпус с топливными баками, ракетную двигательную установку, аэродинамические поверхности турбореактивные двигатели, посадочное устройство, причем в компоновке и конструкции блока выполнены комбинированная компоновка турбореактивных двигателей путем размещения их в носовой части и в районе центра масс со смещением к кормовой части блока относительно центра масс, устройства управления положением вектора тяги в пространстве для каждого двигателя, оси турбореактивных двигателей, размещенных в носовой части, установлены в направлении продольной оси блока, оси турбореактивных двигателей, размещенных в районе центра масс, установлены в направлении, близком к поперечной оси блока, аэродинамическая компоновка выполнена в сочетании монопланных консолей в районе центра масс и стабилизаторов в кормовой части блока, стабилизаторы в кормовой части блока выполнены в виде складывающихся решетчатых панелей, панели стабилизаторов снабжены устройствами поворота, каждая из панелей стабилизаторов в сложенном положении повторяет форму поверхности кормовой части блока, посадочное устройство выполнено в виде одностоечной убирающейся лыжи с амортизатором в кормовой части блока, на монопланных консолях симметрично относительно продольной оси блока установлены две убирающиеся стояночные опоры, а в носовой части блока установлена убирающаяся опорная стойка с амортизатором, турбореактивные двигатели, размещенные в районе центра масс, расположены внутри монопланных консолей, устройства управления положением вектора тяги в пространстве турбореактивных двигателей выполнены в виде поворотных сопл, контактирующая поверхность лыжи имеет фрикционное покрытие.
Отличительными от прототипа признаками являются следующие:
комбинированная компоновка турбореактивных двигателей путем размещения их в носовой части блока и в районе центра масс со смещением к кормовой части относительно центра масс. Максимальная тяга всех двигателей должна быть больше веса блока на момент контакта с поверхностью посадочной площадки. В носовой части блока располагаются двигатели, оси которых установлены в направлении продольной оси блока и доля тяги которых от максимальной обеспечивает полет на посадочную площадку (маршевые двигатели). В районе центра масс располагаются двигатели, оси которых установлены в направлении, близком к поперечной оси блока и доля тяги которых дополняет суммарную тягу до максимальной (двигатели вертикальной посадки), причем точка приложения силы тяги этих двигателей смещена от центра масс в сторону кормовой части блока на величину, обеспечивающую условия управления угловым положением блока на участке вертикальной посадки. Каждый из турбореактивных двигателей имеет устройство управления угловым положением вектора тяги в пространстве, что определяет возможности управления движением блока вокруг центра масс на всех участках движения, когда работают турбореактивные двигатели. Высокоэкономичные маршевые двигатели работают на участках горизонтального полета, маневра захода по направлению на посадочную площадку переходного участка (типа глиссады) и участка вертикальной посадки. Легкие посадочные двигатели работают только на переходном участке и участке вертикальной посадки. Расположение посадочных турбореактивных двигателей внутри монопланных консолей позволяет уменьшить аэродинамическое сопротивление. Такая компоновка двигателей и последовательность их работы обеспечивает реализацию заданных траекторий движения на всех указанных участках движения, а на участке вертикальной посадки, понимая под этим вертикальное направление малой, 3-5 м/с скорости контакта, обеспечивает широкий диапазон углов наклона продольной оси блока к горизонтальной плоскости от 0о до 70-80о. Последнее совместно с конструктивным решением на посадочное устройство в кормовой части блока создает благоприятные условия по нагрузкам, действующим на основную конструкцию блока (корпус, топливные баки) при посадке;
аэродинамическая компоновка выполнена в виде монопланных консолей в районе центра масс и стабилизаторов, выполненных в виде складывающихся решетчатых панелей, имеющих устройство поворота, причем каждая из панелей в сложенном положении повторяет форму поверхности кормовой части (например, цилиндрическую). Предложенная комбинирован- ная компоновка аэродинамических поверхностей и их конструктивное выполнение позволяет решить ряд задач:
стабилизаторы в кормовой части, снабженные устройствами поворота, обеспечивают статическую и динамическую устойчивость блока и реализуют программные углы атаки на безмоторном участке движения (в сверхзвуковом диапазоне скоростей);
монопланные консоли совместно с поворотными стабилизаторами обеспечивают равновесные углы атаки и аэродинамическую подъемную силу, достаточную для реализации горизонтального полета с работающими турбореактивными двигателями (в дозвуковом диапазоне скоростей);
решетчатые панели на гиперзвуковых скоростях полета обладают подъемной силой, соизмеримой с подъемной силой монопланных поверхностей равной несущей площади, а по силовой схеме, массовым характеристикам и габаритным размерам обладают рядом преимуществ по сравнению с монопланными. Кроме того, критическим по запасу статической устойчивости типовых компоновок многоразовых ракетных блоков цилиндр несущая (стабилизирующая) поверхность является гиперзвуковой диапазон скоростей, в котором эффективность по несущим свойствам решетки практически одинакова с монопланной поверхностью.
комбинированная компоновка турбореактивных двигателей путем размещения их в носовой части блока и в районе центра масс со смещением к кормовой части относительно центра масс. Максимальная тяга всех двигателей должна быть больше веса блока на момент контакта с поверхностью посадочной площадки. В носовой части блока располагаются двигатели, оси которых установлены в направлении продольной оси блока и доля тяги которых от максимальной обеспечивает полет на посадочную площадку (маршевые двигатели). В районе центра масс располагаются двигатели, оси которых установлены в направлении, близком к поперечной оси блока и доля тяги которых дополняет суммарную тягу до максимальной (двигатели вертикальной посадки), причем точка приложения силы тяги этих двигателей смещена от центра масс в сторону кормовой части блока на величину, обеспечивающую условия управления угловым положением блока на участке вертикальной посадки. Каждый из турбореактивных двигателей имеет устройство управления угловым положением вектора тяги в пространстве, что определяет возможности управления движением блока вокруг центра масс на всех участках движения, когда работают турбореактивные двигатели. Высокоэкономичные маршевые двигатели работают на участках горизонтального полета, маневра захода по направлению на посадочную площадку переходного участка (типа глиссады) и участка вертикальной посадки. Легкие посадочные двигатели работают только на переходном участке и участке вертикальной посадки. Расположение посадочных турбореактивных двигателей внутри монопланных консолей позволяет уменьшить аэродинамическое сопротивление. Такая компоновка двигателей и последовательность их работы обеспечивает реализацию заданных траекторий движения на всех указанных участках движения, а на участке вертикальной посадки, понимая под этим вертикальное направление малой, 3-5 м/с скорости контакта, обеспечивает широкий диапазон углов наклона продольной оси блока к горизонтальной плоскости от 0о до 70-80о. Последнее совместно с конструктивным решением на посадочное устройство в кормовой части блока создает благоприятные условия по нагрузкам, действующим на основную конструкцию блока (корпус, топливные баки) при посадке;
аэродинамическая компоновка выполнена в виде монопланных консолей в районе центра масс и стабилизаторов, выполненных в виде складывающихся решетчатых панелей, имеющих устройство поворота, причем каждая из панелей в сложенном положении повторяет форму поверхности кормовой части (например, цилиндрическую). Предложенная комбинирован- ная компоновка аэродинамических поверхностей и их конструктивное выполнение позволяет решить ряд задач:
стабилизаторы в кормовой части, снабженные устройствами поворота, обеспечивают статическую и динамическую устойчивость блока и реализуют программные углы атаки на безмоторном участке движения (в сверхзвуковом диапазоне скоростей);
монопланные консоли совместно с поворотными стабилизаторами обеспечивают равновесные углы атаки и аэродинамическую подъемную силу, достаточную для реализации горизонтального полета с работающими турбореактивными двигателями (в дозвуковом диапазоне скоростей);
решетчатые панели на гиперзвуковых скоростях полета обладают подъемной силой, соизмеримой с подъемной силой монопланных поверхностей равной несущей площади, а по силовой схеме, массовым характеристикам и габаритным размерам обладают рядом преимуществ по сравнению с монопланными. Кроме того, критическим по запасу статической устойчивости типовых компоновок многоразовых ракетных блоков цилиндр несущая (стабилизирующая) поверхность является гиперзвуковой диапазон скоростей, в котором эффективность по несущим свойствам решетки практически одинакова с монопланной поверхностью.
Таким образом, применение решетчатых панелей позволяет обеспечить устойчивость движения многоразового блока (панели раскрыты) во всем диапазоне скоростей полета при минимальных массах конструкции самих решетчатых панелей, силовая схема которых при одинаковой несущей способности является более рациональной по сравнению с монопланными поверхностями в условиях высоких тепловых потоков. При этом обеспечивается значительное уменьшение размеров монопланных консолей для реализации горизонтального полета за счет наличия несущей поверхности самих решетчатых панелей, рациональное расположение монопланных консолей в районе центра масс, а не в кормовой части, как у прототипа, конструктивная совместимость механизмов поворота при раскрытии панелей в устройствах управления угловым положением панелей для создания аэродинамических управляющих сил и моментов по всем трем осям.
Данное техническое решение в отличие от прототипа позволяет отказаться от аэродинамических органов управления элеронов на монопланных консолях и руля высоты. Это способствует снижению суммарной массы аэродинамических поверхностей. Выполнение каждой панели решетчатых стабилизаторов таким образом, что в сложенном положении они повторяют форму поверхности кормовой части блока, позволяет сохранить габаритные размеры кормовой части без увеличения аэродинамического сопротивления блока на участке выведения.
Указанные технические решения аэродинамической компоновки и конструкции сочетание стабилизаторов в виде складывающихся решетчатых панелей и монопланных несущих поверхностей позволяют уменьшить размеры и собственную массу аэродинамических поверхностей, снизить аэродинамические нагрузки на конструкцию ракеты-носителя на активном участке и как следствие этого уменьшить потери массы полезного груза.
Посадочное устройство выполнено в виде одностоечной убирающейся лыжи с амортизатором в кормовой части блока, передней опорной стойки с амортизатором в носовой части блока и двух, расположенных симметрично и убирающихся стояночных опор на монопланных консолях. Конструктивное решение по одностоечной убирающейся лыже с амортизатором в кормовой части блока позволяет рационально решить следующие задачи:
обеспечивает наименьшие размеры и массу всей конструкции блока за счет расположения самой конструкции и силовых элементов крепления к блоку в самой нижней части, обеспечивающей минимальное расстояние между кормовым срезом блока и поверхностью посадочной площадки в начальный момент контакта, допускает большие углы наклона оси блока к плоскости посадочной площадки в начальный момент контакта, что определяет рациональную силовую схему нагружения блока (в основном вдоль продольной оси) и малую гарантированную величину линейного перемещения блока ("проскальзывания") по поверхности посадочной площадки;
посадочное устройство, выполненное в виде лыжи в отличие от функций, выполняемых в авиационных системах малое давление на грунт или снежный покров и скольжение, в данном случае при выполнении одной из функций малого давления на поверхность посадочной площадки, выполняет функцию уменьшения длины "проскальзывания" (торможения);
специальные фрикционные покрытия контактирующей поверхности лыжи (например, типа металлическая щетка) с покрытием посадочной площадки позволяет гасить гарантированно реализуемое малое значение горизонтальной составляющей скорости 0-5 м/с на малом расстоянии порядка 0-10 м и способствует опусканию носовой части блока на переднюю опорную стойку с амортизатором с допустимой скоростью не более 5 м/с;
угловое положение и угловая скорость движения (опускания) блока на переднюю опорную стойку регулируется тягой (величина, угол поворота) турбореактивных двигателей в носовой части.
обеспечивает наименьшие размеры и массу всей конструкции блока за счет расположения самой конструкции и силовых элементов крепления к блоку в самой нижней части, обеспечивающей минимальное расстояние между кормовым срезом блока и поверхностью посадочной площадки в начальный момент контакта, допускает большие углы наклона оси блока к плоскости посадочной площадки в начальный момент контакта, что определяет рациональную силовую схему нагружения блока (в основном вдоль продольной оси) и малую гарантированную величину линейного перемещения блока ("проскальзывания") по поверхности посадочной площадки;
посадочное устройство, выполненное в виде лыжи в отличие от функций, выполняемых в авиационных системах малое давление на грунт или снежный покров и скольжение, в данном случае при выполнении одной из функций малого давления на поверхность посадочной площадки, выполняет функцию уменьшения длины "проскальзывания" (торможения);
специальные фрикционные покрытия контактирующей поверхности лыжи (например, типа металлическая щетка) с покрытием посадочной площадки позволяет гасить гарантированно реализуемое малое значение горизонтальной составляющей скорости 0-5 м/с на малом расстоянии порядка 0-10 м и способствует опусканию носовой части блока на переднюю опорную стойку с амортизатором с допустимой скоростью не более 5 м/с;
угловое положение и угловая скорость движения (опускания) блока на переднюю опорную стойку регулируется тягой (величина, угол поворота) турбореактивных двигателей в носовой части.
Выбор состава средств возвращения и посадки определяется функциональной взаимосвязанностью и взаимовлиянием этих средств, при этом отдельные технические решения по конструкции элементов системы возвращения и посадки аэродинамических поверхностей, турбореактивных двигателей, посадочных устройств известны специалистам из уровня техники, однако только в указанной комбинации этих технических решений и предлагаемой авторами компоновке многоразового ракетного блока проявляется новый эффект и достигается решение поставленной задачи. В этом случае обеспечивается устойчивый и управляемый полет блока на сверхзвуковых и дозвуковых режимах, маневр приведения в район стартовой позиции, посадка блока практически с нулевыми значениями горизонтальной и вертикальной составляющими скорости на площадку ограниченных размеров.
Предлагаемое техническое решение ракетного блока имеет ряд дополнительных преимуществ:
уменьшает потери массы полезного груза за счет улучшения массовоэнергетических характеристик систем возвращения и посадки;
исключает необходимость создания дорогостоящей полосы для посадки ракетного блока;
ликвидирует отчуждение территории под зоны падения ракетных блоков 1-й ступени, возвращая их в народнохозяйственный оборот;
уменьшает потребность в производственных мощностях по изготовлению ракетных блоков 1-й ступени за счет их многоразового использования и сокращения цикла межполетных регламентных работ;
позволяет использовать данную систему при аварийных ситуациях.
уменьшает потери массы полезного груза за счет улучшения массовоэнергетических характеристик систем возвращения и посадки;
исключает необходимость создания дорогостоящей полосы для посадки ракетного блока;
ликвидирует отчуждение территории под зоны падения ракетных блоков 1-й ступени, возвращая их в народнохозяйственный оборот;
уменьшает потребность в производственных мощностях по изготовлению ракетных блоков 1-й ступени за счет их многоразового использования и сокращения цикла межполетных регламентных работ;
позволяет использовать данную систему при аварийных ситуациях.
На фиг.1 и 2 представлена общая компоновка ракетного блока многоразового использования; на фиг.3 схема функционирования от старта в составе ракеты-носителя до начала участка посадки; на фиг.4 схема посадки ракетного блока.
Ракетный блок многоразового использования состоит из корпуса 1 с топливными баками 2 и ракетной двигательной установки 3. В носовой части блока размещаются турбореактивные двигатели 4 с устройствами управления положением вектора тяги в пространстве поворотными соплами 5. Оси турбореактивных двигателей расположены в направлении продольной оси блока. В кормовой части блока расположены стабилизаторы складывающиеся решетчатые панели 6, выполненные таким образом, что в сложенном положении повторяют форму поверхности кормовой части блока, с устройствами поворота 7, совмещенными с устройствами раскрытия.
В районе центра масс (Ц. М.) блока расположены монопланные консоли 8 (например, стреловидные крылья малого удлинения).
В районе центра масс блока со смещением в сторону кормовой части блока (в утолщениях консолей) расположены турбореактивные двигатели 9 с устройствами управления положением вектора тяги в пространстве 10 поворотными соплами (или дефлекторами). Оси двигателей установлены в направлении, перпендикулярном продольной оси блока.
В кормовой части блока расположено посадочное устройство одностоечная убирающаяся лыжа 11 с фрикционным покрытием на контактирующей поверхности с амортизатором 12. Посадочное устройство включает также убирающуюся опорную стойку 13 с амортизатором 14, расположенную в носовой части блока, и две убирающиеся стояночные опоры 15, расположенные на консолях.
Последовательность работы средств возвращения и посадки ракетного блока многоразового использования от старта в составе ракеты-носителя до начала посадки, показанная на фиг.3 включает:
поз. 16 старт в составе ракеты-носителя и движение на активном участке до выработки рабочих запасов компонентов топлива; стабилизаторы (решетчатые панели) сложены по цилиндрической образующей двигательного отсека;
поз.17 отделение от ракетного блока, ориентация под заданным углом входа в атмосферу;
поз. 18 стабилизация блока путем раскрытия решетчатых панелей 6 с помощью устройств раскрытия и поворота 7;
поз.19 вход в плотные слои атмосферы (гиперзвуковой участок движения с большими скоростными напорами и тепловыми потоками), выполнение условий устойчивого углового положения блока относительно вектора скорости, реализация программных величин по углам атаки и крена с помощью дифференцированных изменений углов ориентации панелей 6 устройствами поворота 7;
поз.20 выход по направлению на посадочную площадку, выполнение программы по углу атаки изменением углов ориентации панелей 6 устройствами поворота 7, реализация условий (дозвуковая скорость, высота) для включения маршевых турбореактивных двигателей 4;
поз. 21 выход на номинальный режим работы маршевых турбореактивных двигателей 4, начало горизонтального полета с реализацией управления балансировочными углами атаки и ориентацией по другим осям панелями стабилизаторов 6 с устройствами поворота 7 совместно с двигателями 4 с поворотными соплами 5;
поз.22 горизонтальный полет с работающими маршевыми двигателями 4 с использованием подъемной силы монопланных консолей 8.
поз. 16 старт в составе ракеты-носителя и движение на активном участке до выработки рабочих запасов компонентов топлива; стабилизаторы (решетчатые панели) сложены по цилиндрической образующей двигательного отсека;
поз.17 отделение от ракетного блока, ориентация под заданным углом входа в атмосферу;
поз. 18 стабилизация блока путем раскрытия решетчатых панелей 6 с помощью устройств раскрытия и поворота 7;
поз.19 вход в плотные слои атмосферы (гиперзвуковой участок движения с большими скоростными напорами и тепловыми потоками), выполнение условий устойчивого углового положения блока относительно вектора скорости, реализация программных величин по углам атаки и крена с помощью дифференцированных изменений углов ориентации панелей 6 устройствами поворота 7;
поз.20 выход по направлению на посадочную площадку, выполнение программы по углу атаки изменением углов ориентации панелей 6 устройствами поворота 7, реализация условий (дозвуковая скорость, высота) для включения маршевых турбореактивных двигателей 4;
поз. 21 выход на номинальный режим работы маршевых турбореактивных двигателей 4, начало горизонтального полета с реализацией управления балансировочными углами атаки и ориентацией по другим осям панелями стабилизаторов 6 с устройствами поворота 7 совместно с двигателями 4 с поворотными соплами 5;
поз.22 горизонтальный полет с работающими маршевыми двигателями 4 с использованием подъемной силы монопланных консолей 8.
На фиг.4 показана схема посадки ракетного блока:
поз.23 снижение высоты полета с уменьшением скорости при одновременном увеличении угла атаки за счет изменения угла между вектором тяги маршевых турбореактивных двигателей и продольной осью блока с помощью поворотных устройств 5, приведение в рабочее положение посадочного устройства раскрытие одностоечной лыжи 11 с амортизатором 12, опорной стойки 13 с амортизатором 14;
поз. 24 торможение блока (уменьшение горизонтальной и вертикальной составляющих скорости) за счет увеличения лобового сопротивления и дальнейшем развороте блока в почти вертикальное положение; включение посадочных турбореактивных двигателей; разворот блока осуществляется поворотными устройствами 5 маршевых двигателей 4 и поворотными устройствами 10 посадочных двигателей 9;
поз. 25 контакт с поверхностью посадочной площадки одностоечной лыжи 11 и обжатие амортизатора 12, выключение посадочных двигателей 9; постепенный перевод блока в горизонтальное положение за счет дросселирования маршевых двигателей 4 при малом "проскальзывании" по посадочной площадке за счет тормозящего усилия на лыже 11; раскрытие стояночных опор 15;
поз.26 контакт с поверхностью посадочной площадки опорной стойки 13, обжатие амортизатора 14, выключение двигателей 4, контакт с поверхностью площадки одной из стояночных опор 15.
поз.23 снижение высоты полета с уменьшением скорости при одновременном увеличении угла атаки за счет изменения угла между вектором тяги маршевых турбореактивных двигателей и продольной осью блока с помощью поворотных устройств 5, приведение в рабочее положение посадочного устройства раскрытие одностоечной лыжи 11 с амортизатором 12, опорной стойки 13 с амортизатором 14;
поз. 24 торможение блока (уменьшение горизонтальной и вертикальной составляющих скорости) за счет увеличения лобового сопротивления и дальнейшем развороте блока в почти вертикальное положение; включение посадочных турбореактивных двигателей; разворот блока осуществляется поворотными устройствами 5 маршевых двигателей 4 и поворотными устройствами 10 посадочных двигателей 9;
поз. 25 контакт с поверхностью посадочной площадки одностоечной лыжи 11 и обжатие амортизатора 12, выключение посадочных двигателей 9; постепенный перевод блока в горизонтальное положение за счет дросселирования маршевых двигателей 4 при малом "проскальзывании" по посадочной площадке за счет тормозящего усилия на лыже 11; раскрытие стояночных опор 15;
поз.26 контакт с поверхностью посадочной площадки опорной стойки 13, обжатие амортизатора 14, выключение двигателей 4, контакт с поверхностью площадки одной из стояночных опор 15.
Предлагаемая система возвращения и посадки может быть использована как на вновь проектируемых ракетоносителях, так и находящихся в эксплуатации, в частности на ракетных блоках 1 ступеней ракет-носителей "Зенит", "Энергия", "Энергия-М". В качестве составной турбореактивной двигательной установки могут быть использованы авиационные двигатели, выпускаемые серийно, например, типа АЛ-31 в качестве маршевых двигателей, и подъемные двигатели РД-38 самолетов вертикального взлета и посадки в качестве посадочных двигателей.
Claims (10)
1. РАКЕТНЫЙ БЛОК МНОГОРАЗОВОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ, содержащий корпус с топливными баками, ракетную двигательную установку, аэродинамические поверхности, турбореактивные двигатели, посадочное устройство, отличающийся тем, что на блоке выполнена комбинированная компоновка турбореактивных двигателей путем их размещения в носовой части блока и в районе центра масс со смещением в сторону кормовой части относительно центра масс, турбореактивные двигатели снабжены устройствами управления положением вектора тяги в пространстве, аэродинамические поверхности выполнены в виде монопланных консолей, расположенных в районе центра масс, и стабилизаторов в кормовой части.
2. Блок по п. 1, отличающийся тем, что стабилизаторы выполнены в виде складывающихся решетчатых панелей.
3. Блок по пп.1 и 2, отличающийся тем, что панели стабилизаторов снабжены устройствами поворота.
4. Блок по пп.1 - 3, отличающийся тем, что каждая из панелей стабилизаторов выполнена обтекаемой формы и эквидистантна кормовой части блока.
5. Блок по п.1, отличающийся тем, что посадочное устройство выполнено в виде одностоечной убирающейся лыжи с амортизатором в кормовой части блока.
6. Блок по пп.1 и 5, отличающийся тем, что на монопланных консолях симметрично относительно продольной оси блока установлены две убирающиеся стояночные опоры, а в носовой части блока - убирающаяся опорная стойка с амортизатором.
7. Блок по п.1, отличающийся тем, что турбореактивные двигатели, размещенные в районе центра масс, расположены внутри монопланных консолей.
8. Блок по пп.1 и 7, отличающийся тем, что оси турбореактивных двигателей, размещенных в носовой части, параллельны оси блока, а оси двигателей, размещенных в районе центра масс, перпендикулярны продольной оси блока.
9. Блок по пп.1, 7 и 8, отличающийся тем, что устройства управления положением вектора тяги в пространстве турбореактивных двигателей выполнены в виде поворотных сопл.
10. Блок по пп.5 и 6, отличающийся тем, что контактирующая поверхность лыжи имеет фрикционное покрытие.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93014375A RU2053168C1 (ru) | 1993-03-19 | 1993-03-19 | Ракетный блок многоразового использования |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU93014375A RU2053168C1 (ru) | 1993-03-19 | 1993-03-19 | Ракетный блок многоразового использования |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU93014375A RU93014375A (ru) | 1995-11-27 |
| RU2053168C1 true RU2053168C1 (ru) | 1996-01-27 |
Family
ID=20138922
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU93014375A RU2053168C1 (ru) | 1993-03-19 | 1993-03-19 | Ракетный блок многоразового использования |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2053168C1 (ru) |
Cited By (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1162139A1 (en) * | 1999-10-26 | 2001-12-12 | Gosudarstvenny Kosmichesky Naucho-Proizvodstvenny Tsentr IM. M.V. Khrunicheva | Reusable booster for the first stage of a launcher |
| RU2464207C1 (ru) * | 2011-05-13 | 2012-10-20 | Николай Борисович Болотин | Ракета для межпланетных полетов |
| RU2495799C1 (ru) * | 2012-08-15 | 2013-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Многоразовый возвращаемый ракетный блок |
| RU2500589C1 (ru) * | 2012-05-16 | 2013-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В.Хруничева" | Многоступенчатая ракета-носитель пакетной схемы |
| RU2556794C2 (ru) * | 2009-02-24 | 2015-07-20 | Блу Ориджин, Ллк | Средства выведения на орбиту с неподвижными и развертываемыми повехностями торможения и/или фасонными топливными баками и соответствующие системы и способы |
| RU2558166C2 (ru) * | 2009-06-15 | 2015-07-27 | Блу Ориджин, Ллк | Посадка на море космических ракет-носителей и соответствующие системы и способы |
| RU2579594C1 (ru) * | 2015-03-04 | 2016-04-10 | Николай Евгеньевич Староверов | Способ пуска ракет, ракета и устройство для этого |
| US9580191B2 (en) | 2009-02-24 | 2017-02-28 | Blue Origin, Llc | Control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods |
| RU176695U1 (ru) * | 2017-09-28 | 2018-01-25 | Ревик Артурович Степанян | Двухступенчатая ракета |
| WO2018057068A3 (en) * | 2016-06-01 | 2018-06-28 | Blue Origin, Llc | Severe weather agility thrusters, and associated systems and methods |
| RU2684839C1 (ru) * | 2017-11-27 | 2019-04-15 | Борис Никифорович Сушенцев | Многоразовая ракета-носитель (варианты) |
| RU2689690C2 (ru) * | 2013-03-15 | 2019-05-28 | Блу Ориджин, Ллк | Ракеты-носители с кольцеобразными внешними элементами и соответствующие системы и способы |
| RU2712720C1 (ru) * | 2019-04-25 | 2020-01-30 | Борис Никифорович Сушенцев | Многоразовая ракета-носитель |
| CN111071492A (zh) * | 2019-12-02 | 2020-04-28 | 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 |
| EP3650358A1 (en) * | 2018-11-06 | 2020-05-13 | Pangea Aerospace, S.L. | Return to base space launch vehicles, systems and methods |
| RU2734965C1 (ru) * | 2019-04-29 | 2020-10-26 | Николай Иванович Возисов | Способ запуска на орбиту полезной нагрузки и многоразовая эжекторная ступень РН для его осуществления |
| US10822122B2 (en) | 2016-12-28 | 2020-11-03 | Blue Origin, Llc | Vertical landing systems for space vehicles and associated methods |
| FR3116512A1 (fr) * | 2020-11-25 | 2022-05-27 | Arianegroup Sas | Système de transport spatial réutilisable |
| WO2024013460A1 (fr) * | 2022-07-13 | 2024-01-18 | Arianegroup Sas | Vehicule orbital reutilisable comprenant un vehicule d'evacuation d'equipage a extraction vers l'avant |
-
1993
- 1993-03-19 RU RU93014375A patent/RU2053168C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Патент США N 3168266, кл. 244-138. Модернизация многофазовой транспортной космической системы "Спейс - Шатл" (Benton M.G, Reusable Flyback Liquid Rocket Booster for the Space Shuttle, J.Spacecraft, 1989, vol.26, N 4) * |
Cited By (31)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1162139A4 (en) * | 1999-10-26 | 2003-01-02 | Fgup G Kosm N Proizv Ts Im M V | REUSABLE ADDITIONAL ROCKET FOR THE FIRST STAGE OF A CARRIER |
| EP1162139A1 (en) * | 1999-10-26 | 2001-12-12 | Gosudarstvenny Kosmichesky Naucho-Proizvodstvenny Tsentr IM. M.V. Khrunicheva | Reusable booster for the first stage of a launcher |
| RU2556794C2 (ru) * | 2009-02-24 | 2015-07-20 | Блу Ориджин, Ллк | Средства выведения на орбиту с неподвижными и развертываемыми повехностями торможения и/или фасонными топливными баками и соответствующие системы и способы |
| US9580191B2 (en) | 2009-02-24 | 2017-02-28 | Blue Origin, Llc | Control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods |
| US11649073B2 (en) | 2009-02-24 | 2023-05-16 | Blue Origin, Llc | Control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods |
| US10518911B2 (en) | 2009-02-24 | 2019-12-31 | Blue Origin, Llc | Control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods |
| RU2558166C2 (ru) * | 2009-06-15 | 2015-07-27 | Блу Ориджин, Ллк | Посадка на море космических ракет-носителей и соответствующие системы и способы |
| RU2683211C2 (ru) * | 2009-06-15 | 2019-03-26 | Блу Ориджин, Ллк | Системы обеспечения выхода в космическое пространство (варианты) |
| RU2464207C1 (ru) * | 2011-05-13 | 2012-10-20 | Николай Борисович Болотин | Ракета для межпланетных полетов |
| RU2500589C1 (ru) * | 2012-05-16 | 2013-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В.Хруничева" | Многоступенчатая ракета-носитель пакетной схемы |
| RU2495799C1 (ru) * | 2012-08-15 | 2013-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Многоразовый возвращаемый ракетный блок |
| RU2689690C2 (ru) * | 2013-03-15 | 2019-05-28 | Блу Ориджин, Ллк | Ракеты-носители с кольцеобразными внешними элементами и соответствующие системы и способы |
| RU2579594C1 (ru) * | 2015-03-04 | 2016-04-10 | Николай Евгеньевич Староверов | Способ пуска ракет, ракета и устройство для этого |
| WO2018057068A3 (en) * | 2016-06-01 | 2018-06-28 | Blue Origin, Llc | Severe weather agility thrusters, and associated systems and methods |
| US10822122B2 (en) | 2016-12-28 | 2020-11-03 | Blue Origin, Llc | Vertical landing systems for space vehicles and associated methods |
| RU176695U1 (ru) * | 2017-09-28 | 2018-01-25 | Ревик Артурович Степанян | Двухступенчатая ракета |
| RU2684839C1 (ru) * | 2017-11-27 | 2019-04-15 | Борис Никифорович Сушенцев | Многоразовая ракета-носитель (варианты) |
| EP3650358A1 (en) * | 2018-11-06 | 2020-05-13 | Pangea Aerospace, S.L. | Return to base space launch vehicles, systems and methods |
| WO2020094640A1 (en) * | 2018-11-06 | 2020-05-14 | Pangea Aerospace, S.L. | Return to base space launch vehicles, systems and methods |
| US11912441B2 (en) | 2018-11-06 | 2024-02-27 | Pangea Aerospace, S.L. | Return to base space launch vehicles, systems and methods |
| CN113302130A (zh) * | 2018-11-06 | 2021-08-24 | 西班牙潘基亚宇航公司 | 返回基地的太空运载火箭系统和方法 |
| CN113302130B (zh) * | 2018-11-06 | 2024-01-02 | 西班牙潘基亚宇航公司 | 返回基地的太空运载火箭系统和方法 |
| RU2712720C1 (ru) * | 2019-04-25 | 2020-01-30 | Борис Никифорович Сушенцев | Многоразовая ракета-носитель |
| RU2734965C1 (ru) * | 2019-04-29 | 2020-10-26 | Николай Иванович Возисов | Способ запуска на орбиту полезной нагрузки и многоразовая эжекторная ступень РН для его осуществления |
| 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 |
| CN111071492A (zh) * | 2019-12-02 | 2020-04-28 | 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 |
| WO2022112718A1 (fr) * | 2020-11-25 | 2022-06-02 | Arianegroup Sas | Systeme de transport spatial reutilisable |
| FR3116512A1 (fr) * | 2020-11-25 | 2022-05-27 | Arianegroup Sas | Système de transport spatial réutilisable |
| US20240010360A1 (en) * | 2020-11-25 | 2024-01-11 | Arianegroup Sas | Reusable space transportation system |
| WO2024013460A1 (fr) * | 2022-07-13 | 2024-01-18 | Arianegroup Sas | Vehicule orbital reutilisable comprenant un vehicule d'evacuation d'equipage a extraction vers l'avant |
| FR3137896A1 (fr) * | 2022-07-13 | 2024-01-19 | Arianegroup Sas | Véhicule orbital réutilisable comprenant un véhicule d'évacuation d'équipage à extraction vers l’avant |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2053168C1 (ru) | Ракетный блок многоразового использования | |
| JP5508017B2 (ja) | 航空力学的および宇宙的飛行を行う飛行機およびそれに関係した操縦方法 | |
| US4836470A (en) | Aerospace vehicle having multiple propulsion systems on a relatively rotatable flying wing | |
| RU2126341C1 (ru) | Движительная система для летательного аппарата легче воздуха | |
| US5984229A (en) | Extremely short takeoff and landing of aircraft using multi-axis thrust vectoring | |
| JPH06293296A (ja) | 垂直離着陸および水平巡航飛行を行う無人飛行機 | |
| US3576298A (en) | Aerospace vehicle | |
| US6745979B1 (en) | Spacecraft and aerospace plane having scissors wings | |
| US3104079A (en) | Variable-geometry winged reentry vehicle | |
| US20030230676A1 (en) | Space transportation system | |
| CN114148549A (zh) | 一种两级入轨水平级间分离的飞行器及其防激波冲击方法 | |
| US20220315250A1 (en) | Space aircraft with optimised design and architecture | |
| US5531400A (en) | Airborne vehicle | |
| US3154269A (en) | Deployable, inflatable ring-wing airfoil | |
| US3534924A (en) | Variable geometry manned orbital vehicle | |
| US3170657A (en) | Landing arrangement for aerial vehicle | |
| RU2321526C1 (ru) | Многоразовый ускоритель ракеты-носителя | |
| RU2730300C2 (ru) | Устройство для массовой доставки туристов в стратосферу и последующего возвращения на землю | |
| RU2001124585A (ru) | Способ выведения космических объектов на околоземную орбиту и составной, аэрокосмический, ракетный самолет-носитель для его осуществления | |
| RU2158214C1 (ru) | Авиационный пусковой комплекс для транспортировки, заправки и запуска в воздухе ракетоносителя | |
| EP3774547B1 (en) | Center of gravity propulsion space launch vehicles | |
| Barret | The lifting body legacy-X-33 | |
| RU2503592C1 (ru) | Космолет староверова (варианты) и алгоритм его работы | |
| Rychnovsky | A Lifting Parachute for Very-Low-Altitude, Very-High-Speed Deliveries | |
| Barzda | Rotors for recovery. |