RU2678616C1 - Способ использования многоразовой первой ступени ракеты-носителя - Google Patents
Способ использования многоразовой первой ступени ракеты-носителя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2678616C1 RU2678616C1 RU2017130110A RU2017130110A RU2678616C1 RU 2678616 C1 RU2678616 C1 RU 2678616C1 RU 2017130110 A RU2017130110 A RU 2017130110A RU 2017130110 A RU2017130110 A RU 2017130110A RU 2678616 C1 RU2678616 C1 RU 2678616C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- reusable
- launch vehicle
- rocket
- launch
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 18
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims abstract description 5
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 3
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000007667 floating Methods 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 1
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/14—Space shuttles
-
- 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)
- Braking Arrangements (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники. В способ использования многоразовой первой ступени ракеты-носителя для старта и пуска ракеты-носителя, самолет с ракетой-носителем выводят в точку, находящуюся в плоскости ее полета и земная проекция которой отстоит от места приземления многоразовой первой ступени на расстоянии, равном земной проекции активного и пассивного участков траектории полета многоразовой первой ступени. После разделения первой и второй ступеней ракеты многоразовую первую ступень приземляют в заданный район, например космодром, по баллистической траектории. Технический результат изобретения заключается в обеспечении возврата многоразовой первой ступени в заданный район для последующего ее использования и, как следствие, в увеличении массы выводимой полезной нагрузки на орбиту за счет уменьшения резервированного запаса топлива для возвращения и маневра разворота отработавшей многоразовой первой ступени. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники и может использоваться при создании ракет-носителей, позволяющих приземлить многоразовую первую ступень в заданном районе (например, на космодроме).
Известен способ старта ракеты-носителя с борта самолета-носителя (патент №2359871 с приоритетом от 02.11.2005), где старт ракеты-носителя осуществляется путем десантирования ракеты-носителя из транспортного отсека самолета-носителя, ее стабилизации и последующего запуска маршевых двигателей первой ступени.
Недостатком данного способа старта является применение в составе авиационно-ракетного комплекса ракеты-носителя с первой ступенью однократного применения.
Известен способ возвращения многоразовой первой ступени ракеты-носителя Falcon 9 компании SpaceX, когда ступень после отделения от ракеты, продолжая движение по баллистической траектории производит посадку, используя минимум топлива на торможение и управление, на плавучую морскую платформу и транспортируется на платформе к берегу для использования в следующих пусках (Сайт компании SpaceX www.spacex.com, журнал «Новости космонавтики»).
Недостатками данного способа возвращения являются:
- необходимость наличия коммуникаций (водных акваторий, автомобильных или железных дорог) для доставки многоразовой первой ступени от места приземления до места ее дальнейшего использования;
- фиксированная точка старта, которая накладывает ограничения на характеристики орбиты выводимой полезной нагрузки.
Известен способ возвращения на космодром многоразовой первой ступени с применением ракетно-авиационных модулей (патент №2442727 с приоритетом от 20.09.2010) под названием «Многоразовый ракетно-авиационный модуль и способ его возвращения на космодром». Многоразовые ракетно-авиационные модули (MPAM) являются ракетными ускорителями, образуя первую ступень ракеты-носителя при стыковке своими корпусами со второй ступенью. MPAM имеет корпус с тандемной компоновкой баков и маршевые жидкостные ракетные двигатели. Прямое крыло со сложенными консолями в стартовой конфигурации располагается вдоль корпуса. После отделения MPAM от второй ступени, это крыло поворачивается в рабочее положение перпендикулярно продольной оси корпуса. Из отсека, противоположного отсеку с ЖРД, выдвигается в рабочее положение хвостовое оперение. Выступающие сопла маршевого ЖРД закрываются обтекателем из подвижных защитных створок. В таком виде MP AM выполняет полет к аэродрому посадки (отсеком с ЖРД вперед) с использованием выдвижных (или съемных) воздушно-реактивных двигателей.
Данный способ возвращения имеет ряд недостатков:
- усложнение конструкции первой ступени, обусловленное наличием в составе возвращаемой первой ступени аэродинамического крыла, механизма поворота крыла, дополнительных воздушно-реактивных двигателей, систем приземления.
- необходимость наличия взлетно-посадочной полосы в точке посадки возвращаемой первой ступени;
- уменьшение массы полезной нагрузки ракеты-носителя из-за утяжеления первой ступени механизмами для посадки и возвращения.
Приведенных недостатков частично или полностью позволяет избежать способ возвращения многоразовой первой ступени, основанный на вертикальной посадке отработавшей первой ступени с применением рулевых и маршевых двигателей первой ступени ракеты-носителя (патент №2309089 с приоритетом от 29.03.2006) под названием «Способ возвращения на космодром многоразовой первой ступени ракеты». Данный способ основан на том, что после разделения первой и второй ступеней ракеты повторно включаются рулевые и маршевые двигатели первой ступени и совершается разворот ступени в плоскости тангажа. Затем набирается скорость, необходимая для возвращения ступени на космодром по баллистической траектории. После аэродинамического торможения ступени хвостовой частью вниз вновь включаются рулевые двигатели ступени на расчетной высоте и приводят ступень к точке посадки. При этом вертикальная скорость перед приземлением гасится до величины, близкой к нулю.
В данном способе посадки предполагается возвращать многоразовую первую ступень без дополнительного оснащения ее конструкциями аэродинамического оперения и механизмов его открытия. Посадка осуществляется в ту же точку, откуда осуществлялся старт ракеты-носителя.
Несмотря на это предложенный способ имеет ряд недостатков:
- ухудшение энергетики ракеты-носителя в целом, и как следствие, уменьшение массы выводимой полезной нагрузки, ввиду необходимости резервирования топлива для возвращения ступени в сторону противоположную направлению первоначального движения (приведение отработавшей многоразовой первой ступени в точку посадки, совпадающую с точкой старта);
- стационарная точка старта, которая накладывает ограничения на характеристики орбиты выводимой полезной нагрузки;
- необходимость наличия стартовых сооружений для осуществления старта ракеты-носителя.
Несмотря на указанные недостатки, данное изобретение как наиболее близкий аналог, может быть принято в качестве прототипа. Задачей предлагаемого изобретения является создание технических условий для минимизации затрат, связанных с использованием отработавшей первой ступени, обеспечивающих получение технического результата, состоящего:
- в обеспечении возврата многоразовой первой ступени в заданный район, например космодром;
- в увеличении массы выводимой полезной нагрузки на орбиту за счет уменьшения резервированного запаса топлива на возвращение и маневр разворота отработавшей многоразовой первой ступени для приземления ее в точке старта.
Этот технический результат согласно предлагаемой заявке на изобретение достигается тем, что самолет выбирает точку старта ракеты-носителя с многоразовой первой ступенью таким образом, что точка приземления отработавшей многоразовой первой ступени находится в заданном районе приземления, например на космодроме, по траектории баллистического движения отделившейся многоразовой первой ступени.
Сущность предлагаемого способа поясняется рис. 1, на котором представлена траектория полета многоразовой первой ступени, с указанием участков и точек, характерных для предлагаемого способа:
- пуск ракеты с самолета;
- активный участок траектории при работе 1 ступени;
- разделение 1 и 2 ступеней;
- активный участок траектории при работе 2 ступени;
- пассивный участок траектории 1 ступени;
- приземление 1 ступени.
Самолет с ракетой-носителем поднимается на необходимую высоту в точку, находящуюся в плоскости полета ракеты, и земная проекция которой отстоит от места приземления многоразовой первой ступени на расстоянии, равном земной проекции активного и пассивного участков траектории полета многоразовой первой ступени и осуществляет старт ракеты-носителя с самолета, которая затем стабилизируется и запускает маршевые двигатели первой ступени. По завершении активного участка траектории полета ракеты, при работе двигателей многоразовой первой ступени, происходит разделение 1 и 2 ступеней ракеты и начинается активный участок траектории полета ракеты при работе двигателей второй ступени.
Многоразовая первая ступень начинает движение на пассивном участке траектории, где осуществляется ее разворот в плоскости тангажа для полета хвостовой частью вниз. Затем осуществляется баллистический полет вне атмосферы и аэродинамическое торможение в атмосфере, приведение ступени к точке посадки и гашение скорости перед приземлением до величины, близкой к нулю, за счет тяги двигателей. При этом для осуществления указанных операций требуется минимальный расход ракетного топлива.
Приземлившаяся первая ступень после выполнения необходимых технологических процедур, пригодна к последующему использованию.
Claims (1)
- Способ использования многоразовой первой ступени ракеты-носителя, содержащий старт ракеты-носителя с самолета, отделение многоразовой первой ступени, отличающийся тем, что для старта ракеты-носителя с самолета и запуска ракеты-носителя, самолет выводят в точку, находящуюся в плоскости ее полета и земная проекция которой отстоит от места приземления многоразовой первой ступени на расстоянии, равном земной проекции активного и пассивного участков траектории полета многоразовой первой ступени, а после разделения 1 и 2 ступеней ракеты многоразовую первую ступень приземляют в заданный район, например космодром, по баллистической траектории.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017130110A RU2678616C1 (ru) | 2017-08-24 | 2017-08-24 | Способ использования многоразовой первой ступени ракеты-носителя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017130110A RU2678616C1 (ru) | 2017-08-24 | 2017-08-24 | Способ использования многоразовой первой ступени ракеты-носителя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2678616C1 true RU2678616C1 (ru) | 2019-01-30 |
Family
ID=65273636
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017130110A RU2678616C1 (ru) | 2017-08-24 | 2017-08-24 | Способ использования многоразовой первой ступени ракеты-носителя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2678616C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114280934A (zh) * | 2021-12-15 | 2022-04-05 | 北京航天自动控制研究所 | 一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法 |
| CN115329467A (zh) * | 2022-10-13 | 2022-11-11 | 中国人民解放军63921部队 | 基于典型特征的重复使用火箭发动机判别方法和装置 |
| CN116045744A (zh) * | 2023-01-09 | 2023-05-02 | 航天科工火箭技术有限公司 | 一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3702688A (en) * | 1971-01-04 | 1972-11-14 | Nasa | Space shuttle vehicle and system |
| RU2309089C1 (ru) * | 2006-03-29 | 2007-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный ракетный центр "КБ им. академика В.П. Макеева" | Способ возвращения на космодром многоразовой первой ступени ракеты |
| RU2359871C2 (ru) * | 2005-11-02 | 2009-06-27 | Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева" | Авиационный ракетный комплекс |
| RU2475429C1 (ru) * | 2011-07-04 | 2013-02-20 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Образования И Науки Российской Федерации | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения |
-
2017
- 2017-08-24 RU RU2017130110A patent/RU2678616C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3702688A (en) * | 1971-01-04 | 1972-11-14 | Nasa | Space shuttle vehicle and system |
| RU2359871C2 (ru) * | 2005-11-02 | 2009-06-27 | Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева" | Авиационный ракетный комплекс |
| RU2309089C1 (ru) * | 2006-03-29 | 2007-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный ракетный центр "КБ им. академика В.П. Макеева" | Способ возвращения на космодром многоразовой первой ступени ракеты |
| RU2475429C1 (ru) * | 2011-07-04 | 2013-02-20 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Образования И Науки Российской Федерации | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114280934A (zh) * | 2021-12-15 | 2022-04-05 | 北京航天自动控制研究所 | 一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法 |
| CN114280934B (zh) * | 2021-12-15 | 2023-08-15 | 北京航天自动控制研究所 | 一种可重复使用运载火箭全程轨迹规划方法 |
| CN115329467A (zh) * | 2022-10-13 | 2022-11-11 | 中国人民解放军63921部队 | 基于典型特征的重复使用火箭发动机判别方法和装置 |
| CN115329467B (zh) * | 2022-10-13 | 2023-01-24 | 中国人民解放军63921部队 | 基于典型特征的重复使用火箭发动机判别方法和装置 |
| CN116045744A (zh) * | 2023-01-09 | 2023-05-02 | 航天科工火箭技术有限公司 | 一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置 |
| CN116045744B (zh) * | 2023-01-09 | 2024-08-23 | 航天科工火箭技术有限公司 | 一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2148536C1 (ru) | Многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя | |
| US8528853B2 (en) | In-line staged horizontal takeoff and landing space plane | |
| 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 | |
| RU2678616C1 (ru) | Способ использования многоразовой первой ступени ракеты-носителя | |
| RU2015122873A (ru) | Системы обеспечения выхода в космическое пространство (варианты) | |
| CN102826227B (zh) | 无人空天战机 | |
| RU2442727C1 (ru) | Многоразовый ракетно-авиационный модуль и способ его возвращения на космодром | |
| US10866594B2 (en) | Fuel systems and methods for an aerial vehicle | |
| Sippel et al. | A viable and sustainable European path into space–for cargo and astronauts | |
| US10254094B1 (en) | Aircraft shroud system | |
| RU2337040C2 (ru) | Лунный комплекс с многоразовыми элементами, транспортная система земля-луна-земля и способ ее осуществления | |
| RU2740525C1 (ru) | Устройство для посадки возвращаемой ступени ракеты-носителя | |
| US10669047B2 (en) | System and method for hypersonic payload separation | |
| RU2506206C1 (ru) | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления | |
| RU187041U1 (ru) | Крылатая ракета с дополнительным сбрасываемым топливным баком, интегрированным в корпус ракеты | |
| RU2715816C1 (ru) | Разгонный самолет-носитель (варианты) | |
| Schutte et al. | The Austral Launch Vehicle: 2014 Progress in Reducing Space Transportation Cost through Reusability, Modularity and Simplicity | |
| RU2489329C1 (ru) | Ракета-носитель | |
| RU2053936C1 (ru) | Многоразовый возвращаемый крылатый ракетный блок | |
| RU2730300C9 (ru) | Устройство для массовой доставки туристов в стратосферу и последующего возвращения на землю | |
| RU2746471C1 (ru) | Многоразовая ступень ракеты-носителя | |
| RU2731518C1 (ru) | Устройство для ускоренной доставки пассажиров на межконтинентальные расстояния | |
| RU2321526C1 (ru) | Многоразовый ускоритель ракеты-носителя | |
| CN202743482U (zh) | 无人空天战机 | |
| Sippel | System Design of the SpaceLiner Project and Its Latest Technical Progress |