RU2492123C1 - Carrier rocket first stage fly-back booster built around unified rocket unit - Google Patents
Carrier rocket first stage fly-back booster built around unified rocket unit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2492123C1 RU2492123C1 RU2012120056/11A RU2012120056A RU2492123C1 RU 2492123 C1 RU2492123 C1 RU 2492123C1 RU 2012120056/11 A RU2012120056/11 A RU 2012120056/11A RU 2012120056 A RU2012120056 A RU 2012120056A RU 2492123 C1 RU2492123 C1 RU 2492123C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tank
- fuel
- compartments
- inter
- accelerator
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может найти применение при создании ракетных комплексов, предназначенных, в том числе, для выведения на орбиту различных космических объектов в широком диапазоне наклонений без отчуждения земель под поля падения отработавших ускорителей.The invention relates to the field of rocket and space technology and can find application in the creation of rocket complexes, intended, inter alia, for putting into orbit various space objects in a wide range of inclinations without alienating the lands under the impact fields of spent accelerators.
Из технической и патентной литературы известны проекты многоразовых ускорителей первой ступени ракет-носителей. Применение многоразовых ускорителей в составе ракет-носителей позволяет исключить отчуждение земель под поля падения отработавших ускорителей и снизить стоимость доставки полезного груза на орбиту.From the technical and patent literature, projects of reusable accelerators of the first stage of launch vehicles are known. The use of reusable accelerators as part of launch vehicles eliminates the alienation of lands under the fall fields of spent accelerators and reduces the cost of delivering payload into orbit.
Известен, в частности, многоразовый ускоритель первой ступени носителя для варианта модернизации многоразовой транспортной космической системы «Спейс Шаттл» (см. Benton M.G., Reusable Flyback Liquid Rocket Booster for the Space Shuttle, Journal of Spacecraft and Rockets, VII-VIII 1989, vol.26, p.252, fig.3, патент США №3702688, НКИ 244-155, 1972 г.).Known in particular is a reusable first stage carrier accelerator for an upgrade option for the Space Shuttle reusable space transport system (see Benton MG, Reusable Flyback Liquid Rocket Booster for the Space Shuttle, Journal of Spacecraft and Rockets, VII-VIII 1989, vol. 26, p. 252, fig. 3, US patent No. 3702688, NKI 244-155, 1972).
Известен также многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя, содержащий ракетный блок и планер, выполненные в виде отдельных моноблоков, объединенных узлами силовой связи (см. патент Российской Федерации №2053936, кл. B64G 1/00,1/14. 10.02.1996).Also known is a reusable accelerator of the first stage of a launch vehicle containing a rocket unit and a glider made in the form of separate monoblocks connected by power communication units (see patent of the Russian Federation No. 2053936, class B64G 1 / 00.1 / 14. 02/10/1996) .
Известен также многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя (см. патент США №4834324, кл. 244/160, B64G 1/14, 30.05.1989).Also known is a reusable accelerator of the first stage of a launch vehicle (see US patent No. 4834324, CL 244/160, B64G 1/14, 05/30/1989).
Все известные проекты многоразовых ускорителей первых ступеней ракет-носителей предполагают возврат ускорителя к месту старта с посадкой на аэродром по-самолетному. Аэродинамическая компоновка всех известных многоразовых ускорителей первой ступени ракеты-носителя выполнена так, чтобы обеспечить балансировку, устойчивость и управляемость на всех участках полета.All known projects of reusable accelerators of the first stages of launch vehicles involve the return of the accelerator to the starting point with an airplane landing on the airfield. The aerodynamic layout of all known reusable boosters of the first stage of the launch vehicle is designed to provide balancing, stability and controllability in all phases of flight.
Наиболее близким к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков является многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя на базе унифицированного ракетного блока, содержащий корпус, включающий баки (емкости) для окислителя и горючего, носовой отсек с обтекателем, межбаковый и хвостовой отсеки, однодвигательную ракетную двигательную установку, цельно-поворотное крыло с устройством для его поворота и фиксации в положении вдоль оси ускорителя на этапе выведения и в повернутом на 90° положении на этапе возвратного полета, горизонтальное и вертикальное оперения, трехопорное посадочное устройство, органы аэродинамического управления и узлы стыковки со второй ступенью ракеты-носителя, реактивную систему управления на внеатмосферном участке полета и воздушно-реактивную двигательную установку, включающую два двигателя с воздухозаборниками, закрытые одной поворачивающейся заглушкой, снабженной приводом, установленном в носовом отсеке (см., например, патент Российской Федерации №2148536 МКИ B64G 1/14 от 26.10.1999 г.).Closest to the claimed invention in terms of essential features is a reusable accelerator of the first stage of a launch vehicle based on a unified missile unit, comprising a housing including tanks (containers) for an oxidizer and fuel, a nose compartment with a cowl, an inter-tank and a tail compartment, a single-engine rocket propulsion system , a one-piece rotary wing with a device for its rotation and fixation in a position along the axis of the accelerator at the withdrawal stage and in a 90 ° position rotated at the return stage about flight, horizontal and vertical plumage, tricycle landing gear, aerodynamic controls and docking units with the second stage of the launch vehicle, a reactive control system in the non-atmospheric portion of the flight and an air-reactive propulsion system, including two engines with air intakes, closed by one rotating plug, equipped with a drive installed in the nose compartment (see, for example, patent of the Russian Federation No. 2148536 MKI B64G 1/14 dated 10.26.1999).
Аэродинамическая компоновка известного многоразового ускорителя первой ступени выполнена так, чтобы обеспечить балансировку, устойчивость и управляемость на всех участках полета, что достигается, в том числе, однозначно определенным расположением крыла, установленного на межбаковом отсеке, относительно продольной оси ускорителя.The aerodynamic layout of the well-known reusable first-stage accelerator is designed to provide balancing, stability and controllability in all sections of the flight, which is achieved, inter alia, by the uniquely determined location of the wing mounted on the inter-tank compartment relative to the longitudinal axis of the accelerator.
Известный ускоритель имеет ряд недостатков:The known accelerator has several disadvantages:
- компоновочная схема многоразового ускорителя, как следует из фиг.1 и 2 описания, содержит два бака (емкости) (передний для окислителя и задний для горючего), что, с одной стороны, однозначно определяет расположение межбакового отсека унифицированного ракетного блока (как исходной конструкции при создании многоразового ускорителя) и, как следствие, крыла, и, с другой стороны, однозначно определяет топливную композицию, применяемую для работы ракетной двигательной установки. В частности, как следует из габаритного анализа баков по фиг.1 и 2 описания прототипа, в известном изобретении в качестве топливной композиции применяется жидкий кислород в качестве окислителя и керосин в качестве горючего (при широко применяемых в ракетной технике компонентах: керосин - γкеросина=830 кг/м3, жидкий кислород - γжидкого кислорода=1140 кг/м3 и массовом соотношении компонентов (жидкого кислорода к керосину), равном 2,6). Такое исполнение конструкции многоразового ускорителя не позволяет использовать в качестве топливных композиций других компонентов (или ограничивает количество заправляемого топлива), в частности, «жидкий кислород + жидкий метан (сжиженный природный газ)», применяемость которых для двигателей многоразового применения приоритетна как с позиции энергетического совершенства, так и с позиции технологичности и стоимости межполетного обслуживания;- the layout diagram of a reusable accelerator, as follows from figures 1 and 2 of the description, contains two tanks (tanks) (front for the oxidizer and rear for fuel), which, on the one hand, uniquely determines the location of the inter-tank compartment of the unified missile unit (as the original design when creating a reusable accelerator) and, as a result, the wing, and, on the other hand, uniquely determines the fuel composition used to operate the rocket propulsion system. In particular, as follows from the overall analysis of the tanks of FIGS. 1 and 2 of the description of the prototype, in the known invention, liquid oxygen is used as a fuel composition as an oxidizing agent and kerosene as fuel (for components widely used in rocketry: kerosene - γ kerosene = 830 kg / m 3 , liquid oxygen - γ liquid oxygen = 1140 kg / m 3 and a mass ratio of components (liquid oxygen to kerosene) equal to 2.6). This design of the reusable accelerator design does not allow the use of other components (or limits the amount of refueling fuel) as fuel compositions, in particular, “liquid oxygen + liquid methane (liquefied natural gas)”, the applicability of which for reusable engines is priority both from the standpoint of energy excellence , and from the standpoint of manufacturability and the cost of inter-flight maintenance;
- конструкция известного многоразового ускорителя, как следует из фигур 1 и 2 описания прототипа, содержит в составе ракетной двигательной установки один двигатель. Такое техническое решение применительно к многоразовому ускорителю первой ступени, имеющему значительный ресурс применений, создает предпосылки потери дорогостоящей и изготовленной штучно многоразовой матчасти при отказах двигателя, не приводящих к последствиям взрывного или пожарного характера, но исключающих возможность продолжения его штатной работы. Потеря штучной многоразовой матчасти, в свою очередь, определяет предпосылки к срыву планируемой программы космической деятельности;- the design of the known reusable accelerator, as follows from figures 1 and 2 of the description of the prototype, contains one engine in a rocket propulsion system. Such a technical solution as applied to a reusable first stage accelerator, which has a significant resource of applications, creates the prerequisites for the loss of an expensive and manufactured piece reusable materiel during engine failures that do not lead to explosive or fire consequences, but excluding the possibility of continuing its regular operation. The loss of a piece of reusable materiel, in turn, determines the prerequisites for the disruption of the planned space program;
- конструкция известного многоразового ускорителя имеет в составе воздушно-реактивной двигательной установки два двигателя, что, судя по описанию известного изобретения, достаточно для осуществления возвратного полета в штатном режиме, но исключает возможность обеспечения возвратного полета при отказе одного из воздушно-реактивных двигателей из-за недостаточности тяги;- the design of the known reusable accelerator has two engines in the composition of the jet engine, which, judging by the description of the known invention, is sufficient for a return flight in the normal mode, but excludes the possibility of return flight in case of failure of one of the jet engines due to traction deficiency;
- воздухозаборники газоводов всех воздушно-реактивных двигателей закрыты одной поворачивающейся заглушкой, снабженной одним приводом. Такое исполнение заглушки в случае отказа привода или заглушки (например, заклинения) исключает доступ воздуха в газоводы всех воздушно-реактивных двигателей и, как следствие, возможность обеспечения возвратного полета ускорителя.- the air inlets of the gas ducts of all jet engines are closed by one rotating plug provided with one drive. Such a performance of the plug in the event of a drive or plug failure (for example, a spell) excludes the access of air to the gas ducts of all air-jet engines and, as a result, the possibility of ensuring the return flight of the accelerator.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание многоразового ускорителя первой ступени ракеты-носителя на базе унифицированного ракетного блока с достижением технического результата в виде обеспечения возможности использования для ракетной двигательной установки топлива «жидкий кислород»+«жидкий метан (сжиженный природный газ)» и обеспечения при возвратном полете продольной балансировки на всех этапах полета в атмосфере с обеспечением минимального отклонения центра давления от центра масс в условиях, связанных с заданностью конструкции и компоновки исходного ракетного блока, и накладывающих ограничения на месторасположение несущих поверхностей и на диапазон продольной центровки; в виде обеспечения возможности использования многодвигательной ракетной установки, позволяющей обеспечить продолжение полета и сохранение многоразового ускорителя при отказах единичного двигателя; в виде обеспечения при возвратном полете:The problem to which the invention is directed, is to create a reusable first-stage accelerator of a launch vehicle based on a unified rocket unit with the achievement of a technical result in the form of ensuring the possibility of using liquid oxygen + liquid methane (liquefied natural gas) fuel for a rocket propulsion system ”And ensuring longitudinal balancing during the return flight at all stages of flight in the atmosphere with a minimum deviation of the center of pressure from the center of mass under conditions vii associated with the given design and layout of the initial missile unit, and imposing restrictions on the location of the bearing surfaces and the range of longitudinal alignment; in the form of providing the possibility of using a multi-engine rocket launcher, which allows for continued flight and the preservation of a reusable accelerator in the event of a single engine failure; in the form of security for a return flight:
- возможности использования многодвигательной воздушно-реактивной установки с обеспечением достаточности ее тяги при отказе одного из двигателей;- the possibility of using a multi-engine air-jet installation to ensure the adequacy of its traction in case of failure of one of the engines;
- обеспечения доступа воздуха в газоводы воздушно-реактивных двигателей при отказе привода заглушки или самой заглушки, а также расширения арсенала технических средств указанного назначения.- providing air access to the gas ducts of jet engines in case of failure of the drive plug or the plug itself, as well as expanding the arsenal of technical equipment for this purpose.
Эти задачи решаются таким образом, что в многоразовом ускорителе первой ступени ракеты-носителя на базе унифицированного ракетного блока, содержащем корпус, емкости (баки) для окислителя и горючего, носовой отсек с обтекателем и с воздухозаборниками, закрытыми поворачивающейся заглушкой, межбаковый и хвостовой отсеки, ракетную с жидкостным ракетным двигателем и воздушно-реактивную двигательные установки, цельноповоротное крыло, горизонтальное и вертикальное оперения, опорно-посадочное устройство, органы аэродинамического управления и узлы стыковки со второй ступенью ракеты-носителяThese tasks are solved in such a way that in a reusable accelerator of the first stage of a launch vehicle based on a unified rocket block containing a body, tanks (tanks) for an oxidizer and fuel, a nose compartment with a cowl and air intakes closed by a rotating plug, an inter-tank and tail compartments, rocket with a liquid-propellant rocket engine and air-rocket propulsion systems, all-turning wing, horizontal and vertical plumage, landing and landing device, aerodynamic control and nodes docking with the second stage of the launch vehicle
в соответствии с изобретением емкости для окислителя и горючего выполнены в виде трех баков: одного бака окислителя - жидкого кислорода, расположенного между носовым и межбаковым отсеками, второго бака для горючего - жидкого метана, расположенного между носовым и межбаковым отсеками, непосредственно примыкающего к межбаковому отсеку и имеющего совмещенное днище с баком окислителя, и третьего бака для горючего - жидкого метана, расположенного между межбаковым и хвостовым отсеками, причем суммарный объем баков, расположенных между носовым и межбаковым отсеками равен объему бака окислителя в случае, если бы в качестве горючего использовался керосин, а объем бака, расположенного между межбаковым и хвостовым отсеками равен объему бака горючего в случае, если бы в качестве горючего использовался керосин, ракетная двигательная установка выполнена четырехдвигательной с возможностью отключения аварийного двигателя и форсирования тяги работоспособных двигателей до уровня 133%,In accordance with the invention, the tanks for the oxidizer and fuel are made in the form of three tanks: one tank of the oxidizer - liquid oxygen located between the bow and inter-tank compartments, a second tank for fuel - liquid methane located between the bow and the inter-tank compartments, directly adjacent to the inter-tank compartment and having a combined bottom with an oxidizer tank, and a third fuel tank - liquid methane located between the inter-tank and tail compartments, and the total volume of the tanks located between the bow and the inter-tank compartments is equal to the volume of the oxidizer tank if kerosene was used as the fuel, and the volume of the tank located between the inter-tank and tail compartments is equal to the volume of the fuel tank if kerosene was used as the fuel, the rocket propulsion system is made with a four-engine shutdown of the emergency engine and forcing the thrust of efficient engines to the level of 133%,
многоразовый ускоритель первой ступени оснащен тремя воздушно-реактивными двигателями, два из которых установлены с боковых сторон носового отсека, а третий установлен сверху носового отсека, с тремя входными отверстиями воздухозаборников двигателей воздушно-реактивной установки, закрытыми каждое своей заглушкой, имеющей каждая свой привод открытия,the reusable accelerator of the first stage is equipped with three jet engines, two of which are installed on the sides of the nose compartment, and the third is installed on top of the nose compartment, with three air intake openings of the engines of the aircraft-jet installation, each closed with its own plug, each having its own opening drive,
хвостовой отсек многоразового ускорителя выполнен цилиндрической формы с диаметром баковых конструкций ускорителя.the tail section of the reusable accelerator is cylindrical in shape with the diameter of the tank structures of the accelerator.
Далее изобретение поясняется более подробно с использованием прилагаемых фигур, где на фиг.1-3 изображен предлагаемый многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя в конфигурации возвратного полета (то есть с крылом, развернутом относительно корпуса ускорителя, вид сбоку, сверху и сзади соответственно), на фиг.4 изображен предлагаемый многоразовый ускоритель в конфигурации на этапе выведения (то есть со сложенным вдоль корпуса крылом многоразового ускорителя первой ступени), вид спереди.The invention is further explained in more detail using the attached figures, where Figures 1-3 show the proposed reusable accelerator of the first stage of the launch vehicle in the configuration of the return flight (that is, with a wing deployed relative to the accelerator body, side view, top and rear, respectively), figure 4 shows the proposed reusable accelerator in the configuration at the output stage (that is, with the wing of the reusable accelerator of the first stage folded along the body), front view.
Суть предлагаемого изобретения сводиться к следующему. Использование многоразового ускорителя первой ступени в составе ракеты-носителя накладывает определенные требования к маршевым двигателям:The essence of the invention is as follows. The use of a reusable first-stage accelerator as part of a launch vehicle imposes certain requirements for marching engines:
- эффективность энергетических характеристик двигательной установки, работающей на тех или иных компонентах топлива;- the effectiveness of the energy characteristics of the propulsion system, operating on certain fuel components;
- удовлетворительные характеристики габаритов баковых отсеков и многоразового ускорителя при использовании тех или иных компонентов топлива;- satisfactory characteristics of the dimensions of the tank compartments and reusable accelerator when using certain fuel components;
- простота, удобство и дешевизна операций по межполетному обслуживанию двигателей при подготовке ускорителя к последующему применению.- simplicity, convenience and low cost of operations for inter-flight engine maintenance in preparation of the accelerator for subsequent use.
Другим требованием является обеспечение возврата многоразового ускорителя первой ступени ракеты-носителя для повторного использования при отказе одного маршевого двигателя.Another requirement is to ensure the return of a reusable accelerator of the first stage of the launch vehicle for reuse in the event of failure of one main engine.
В наибольшей степени удовлетворению требований в части достижения заявленных технических результатов соответствует топливная композиция «жидкий кислород + жидкий метан (сжиженный природный газ)» (все требования см. журнал «Авиакосмическая техника и технология», №1,2010 г., стр.19).The fuel composition “liquid oxygen + liquid methane (liquefied natural gas)” (to all requirements see the journal “Aerospace Engineering and Technology”, No. 1,2010, page 19) corresponds to the highest degree of satisfaction with the requirements to achieve the stated technical results; .
Характеристики этой топливной композиции при применении в качестве ракетного топлива следующие: жидкий метан - γжидкого метана=424 кг/м3, жидкий кислород - γжидкого кислорода=1140 кг/м3; массовое соотношение компонентов (жидкого кислорода к жидкому метану) равно 3,5.The characteristics of this fuel composition when used as rocket fuel are as follows: liquid methane - γ liquid methane = 424 kg / m 3 , liquid oxygen - γ liquid oxygen = 1140 kg / m 3 ; the mass ratio of components (liquid oxygen to liquid methane) is 3.5.
Такое отличие характеристик метанового топлива от приведенных выше характеристик керосинового топлива приводит к необходимости иметь отличное от керосинового топлива объемное соотношение компонентов топлива. Так, для размещения 100 т керосинового топлива потребные объемы баков: 33,5 м3 - бак керосина и 63,4 м - бак жидкого кислорода. Для размещения 100 т метанового топлива потребные объемы баков: 52,4 м3 - бак керосина и 68,2 м3 - бак жидкого кислорода. То есть относительные объемы баков (топлива к окислителю) составят: для керосинового топлива - 0,53 и для метанового топлива - 0,77.Such a difference in the characteristics of methane fuel from the above characteristics of kerosene fuel leads to the need to have a volume ratio of fuel components other than kerosene fuel. So, to accommodate 100 tons of kerosene fuel, the required tank volumes are: 33.5 m 3 - a kerosene tank and 63.4 m - a liquid oxygen tank. To accommodate 100 tons of methane fuel, the required tank volumes are: 52.4 m 3 - a kerosene tank and 68.2 m 3 - a liquid oxygen tank. That is, the relative volumes of the tanks (fuel to oxidizer) will be: for kerosene fuel - 0.53 and for methane fuel - 0.77.
Это обстоятельство применительно к известному многоразовому ускорителю первой ступени ракеты-носителя не позволяет разместить максимальное количество метанового топлива в баках ускорителя (при полной заправке бака горючего бак окислителя будет недолит). Размещение же метанового топлива в двух баках, занимающих максимальный объем ракетного блока, приведет к увеличению длины бака горючего и уменьшению длины бака окислителя, что в свою очередь приведет к существенному перемещению вперед расположения межбакового отсека и, соответственно, расположению крыла ускорителя. Положение крыла многоразового ускорителя при этом изменится на ≈4% от общей длины ускорителя, что принципиально меняет аэродинамическую компоновку. Подтверждение при этом условий балансировки, устойчивости и управляемости многоразового ускорителя на этапе возвратного полета потребует полного цикла работ по аналитическим исследованиям, аэротемродинамическим продувкам и экспериментальным, в том числе летно-испытательным, полетам, при этом возможным результатом изменения аэродинамической компоновки будет отрицательное заключение о возможности создания летательного аппарата с требуемыми характеристиками.This circumstance, as applied to the well-known reusable accelerator of the first stage of the launch vehicle, does not allow placing the maximum amount of methane fuel in the accelerator tanks (when the fuel tank is full, the oxidizer tank will be underfilled). Placing methane fuel in two tanks that occupy the maximum volume of the rocket block will increase the length of the fuel tank and decrease the length of the oxidizer tank, which in turn will lead to a significant forward movement of the inter-tank compartment and, accordingly, the location of the accelerator wing. The wing position of the reusable accelerator will change by ≈4% of the total length of the accelerator, which fundamentally changes the aerodynamic layout. Confirmation of the balancing conditions, stability and controllability of the reusable accelerator at the stage of return flight will require a full cycle of work on analytical research, aerotemodynamic purging and experimental, including flight test, flights, while a possible result of changing the aerodynamic configuration would be a negative conclusion about the possibility of creating aircraft with the required characteristics.
Другим обстоятельством, препятствующим перемещению вперед межбакового отсека, является то, что при перемещении межбакового отсека вперед максимально возможный посадочный угол снижается, что в свою очередь приводит к возрастанию посадочной скорости.Another circumstance that impedes the forward movement of the inter-tank compartment is that when the inter-tank compartment moves forward, the maximum possible landing angle decreases, which in turn leads to an increase in the landing speed.
Поставленные технические задачи по существу решаются тем, что в заявленном многоразовом ускорителе ракетное метановое топливо располагается в трех баках - в одном баке окислителя (жидкого кислорода) 1, расположенном между носовым и межбаковым отсеками, и в двух баках горючего (жидкого метана), расположенных один бак 2 между носовым и межбаковым отсеками непосредственно примыкая к межбаковому отсеку, и второй бак 3 между межбаковым и хвостовым отсеками, причем суммарный объем баков, расположенных между носовым и межбаковым отсеками равен объему бака окислителя в случае, если бы в качестве горючего использовался керосин, а объем бака, расположенного между межбаковым и хвостовым отсеками равен объему бака горючего в случае, если бы в качестве горючего использовался керосин. Баки, расположенные между носовым и межбаковым отсеками имеют совмещенное днище 4. Такое решение позволяет обеспечить как максимальную заправку метановым топливом многоразового ускорителя на базе унифицированного ракетного блока, так и сохранить аэродинамическую схему, обеспечивающую устойчивость и управляемость многоразового ускорителя на этапе возвратного полета.The stated technical problems are essentially solved by the fact that in the inventive reusable accelerator the rocket methane fuel is located in three tanks - in one oxidizer tank (liquid oxygen) 1, located between the bow and inter-tank compartments, and in two fuel tanks (liquid methane), located one tank 2 between the bow and inter-tank compartments directly adjacent to the inter-tank compartment, and the second tank 3 between the inter-tank and tail compartments, and the total volume of the tanks located between the bow and inter-compartment is equal to emu oxidizer tank in case if used as a kerosene fuel, and the tank volume disposed between the tail and intertank compartments equal to the volume of fuel in the tank case if used as a kerosene fuel. The tanks located between the bow and inter-tank compartments have a combined bottom 4. This solution allows both maximizing methane fueling of the reusable accelerator based on the unified rocket unit and maintaining the aerodynamic design that ensures stability and controllability of the reusable accelerator at the stage of the return flight.
Маршевая двигательная установка многоразового ускорителя первой ступени выполнена четырехдвигательной, при этом каждый из четырех двигателей 5 имеет возможность как отключения при отказе, так и форсирования до уровня 133% тяги. Такое исполнение маршевой двигательной установки дает возможность при отказе одного из двигателей обеспечить его отключение и, увеличив тягу каждого из трех работающих двигателей до уровня 133%, обеспечить продолжение полета ракеты-носителя с обеспечением как возврата многоразового ускорителя для его повторного использования, так и с обеспечением выполнения программы полета.The mid-flight propulsion system of the reusable first stage accelerator is four-engine, with each of the four
Для размещения четырех двигателей в хвостовом отсеке 6 ускорителя с обеспечением управления ракетой-носителем на этапе выведения путем качания каждого из двигателей (или их агрегатов) хвостовой отсек 6 выполнен цилиндрической формы с диаметром баковых конструкций ускорителя.To accommodate four engines in the tail section of the
Многоразовый ускоритель первой ступени оснащен тремя воздушно-реактивными двигателями 7, размещенными в носовом отсеке, два из которых установлены с боковых сторон носового отсека, а третий установлен сверху носового отсека. Воздух в двигатели поступает через лобовые, автономные для каждого двигателя воздухозаборники 8.The reusable accelerator of the first stage is equipped with three
Три входных отверстия воздухозаборников двигателей воздушно-реактивной установки закрыты каждое своей заглушкой 9, имеющей каждая свой привод ее открытия.The three inlets of the air intakes of the engines of the aircraft-jet installation are each closed by their
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012120056/11A RU2492123C1 (en) | 2012-05-16 | 2012-05-16 | Carrier rocket first stage fly-back booster built around unified rocket unit |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012120056/11A RU2492123C1 (en) | 2012-05-16 | 2012-05-16 | Carrier rocket first stage fly-back booster built around unified rocket unit |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2492123C1 true RU2492123C1 (en) | 2013-09-10 |
Family
ID=49164847
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012120056/11A RU2492123C1 (en) | 2012-05-16 | 2012-05-16 | Carrier rocket first stage fly-back booster built around unified rocket unit |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2492123C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2603305C1 (en) * | 2015-10-29 | 2016-11-27 | Николай Борисович Болотин | Return carrier rocket stage |
| CN115329467A (en) * | 2022-10-13 | 2022-11-11 | 中国人民解放军63921部队 | Method and device for distinguishing repeatedly-used rocket engine based on typical characteristics |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2053936C1 (en) * | 1992-04-30 | 1996-02-10 | Головное конструкторское бюро научно-производственного объединения "Энергия" им.акад.С.П.Королева | Non-expendable re-entry winged rocket pod |
| RU2148536C1 (en) * | 1999-10-26 | 2000-05-10 | Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева | Recoverable booster of first stage of launch vehicle |
| WO2000078610A2 (en) * | 1999-05-24 | 2000-12-28 | Lockheed Martin Corporation | Fly back booster |
| US6612522B1 (en) * | 1998-03-17 | 2003-09-02 | Starcraft Boosters, Inc. | Flyback booster with removable rocket propulsion module |
-
2012
- 2012-05-16 RU RU2012120056/11A patent/RU2492123C1/en active IP Right Revival
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2053936C1 (en) * | 1992-04-30 | 1996-02-10 | Головное конструкторское бюро научно-производственного объединения "Энергия" им.акад.С.П.Королева | Non-expendable re-entry winged rocket pod |
| US6612522B1 (en) * | 1998-03-17 | 2003-09-02 | Starcraft Boosters, Inc. | Flyback booster with removable rocket propulsion module |
| WO2000078610A2 (en) * | 1999-05-24 | 2000-12-28 | Lockheed Martin Corporation | Fly back booster |
| RU2148536C1 (en) * | 1999-10-26 | 2000-05-10 | Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева | Recoverable booster of first stage of launch vehicle |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2603305C1 (en) * | 2015-10-29 | 2016-11-27 | Николай Борисович Болотин | Return carrier rocket stage |
| CN115329467A (en) * | 2022-10-13 | 2022-11-11 | 中国人民解放军63921部队 | Method and device for distinguishing repeatedly-used rocket engine based on typical characteristics |
| CN115329467B (en) * | 2022-10-13 | 2023-01-24 | 中国人民解放军63921部队 | Method and device for distinguishing repeatedly-used rocket engine based on typical characteristics |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10738739B2 (en) | Rocket engines systems | |
| JP5508017B2 (en) | Aerodynamic and space flight airplanes and related maneuvering methods | |
| US6193187B1 (en) | Payload carry and launch system | |
| US5626310A (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
| WO1998030449A1 (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
| Sippel et al. | Assessment of multiple mission reusable launch vehicles | |
| Sarigul-Klijn et al. | A study of air launch methods for RLVs | |
| RU2482030C2 (en) | Carrier rocket | |
| RU2492123C1 (en) | Carrier rocket first stage fly-back booster built around unified rocket unit | |
| US9403605B2 (en) | Multiple stage tractor propulsion vehicle | |
| Smolyakov et al. | " MARKS" Small Aviation-Rocket Space Launch System | |
| RU2111147C1 (en) | Aero-space transport system | |
| Hunt et al. | Airbreathing hypersonic systems focus at NASA Langley Research Center | |
| Wiswell et al. | X-15 propulsion system | |
| Crocker et al. | Go horizontal: a responsible, evolvable, feasible space launch roadmap | |
| RU2609547C1 (en) | Return stage of rocket vehicle and method of its operation | |
| Sarigul-Klijn et al. | A comparative analysis of methods for air-launching vehicles from earth to sub-orbit or orbit | |
| Sippel | System Design of the SpaceLiner Project and Its Latest Technical Progress | |
| RU2657113C1 (en) | Reusable aerospace system (rass), atmosphere-aviation system (aas) and methods of operation of rass and aas (options) | |
| Falempin et al. | The fully reusable launcher: a new concept asking new visions | |
| Nau | A comparison of fixed wing reusable booster concepts | |
| Balepin et al. | 'Third Way'of development of SSTO propulsion | |
| FREEMAN et al. | Design options for advanced manned launch systems (AMLS) | |
| Koelle | A cost-engineered launch vehicle for space tourism | |
| Ordway Iii et al. | A memoir: From peenemünde to USA: A classic case of technology transfer |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160517 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20171018 |
|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20200212 |