RU2684839C1 - Многоразовая ракета-носитель (варианты) - Google Patents
Многоразовая ракета-носитель (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2684839C1 RU2684839C1 RU2017141294A RU2017141294A RU2684839C1 RU 2684839 C1 RU2684839 C1 RU 2684839C1 RU 2017141294 A RU2017141294 A RU 2017141294A RU 2017141294 A RU2017141294 A RU 2017141294A RU 2684839 C1 RU2684839 C1 RU 2684839C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- launch vehicle
- stage
- detachable
- modules
- jet
- Prior art date
Links
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract description 21
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 claims description 27
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 16
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 22
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 5
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 4
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 3
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 3
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 2
- 241000405147 Hermes Species 0.000 description 1
- 238000003306 harvesting Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
-
- 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
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к космическим летательным аппаратам. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель (РН) включает центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями, расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты. В хвостовой части второй ступени центрального модуля РН в режиме старта и разгона закреплен один либо несколько пилотируемых либо беспилотных отделяемых разгонных модулей с реактивными маршевыми двигателями, расположенными в хвостовой части отделяемых разгонных модулей и как минимум с тремя боковыми реактивными двигателями, установленными на концевых участках радиальных крыльев-пилонов отделяемых разгонных модулей. Как минимум на трех концевых участках радиальных крыльев-пилонов либо как минимум на трех выдвижных радиальных консолях установлены боковые реактивные двигатели. Техническим результатом группы изобретений является повышение устойчивости и надежности РН. 5 н.п. ф-лы, 34 ил.
Description
Изобретение относится к области космических летательных аппаратов с использованием реактивной тяги, а именно к конструкции многоразовых ракет-носителей.
Известны ракеты-носители проектов «Энергия», «Протон-К», «Ангара», «Atlas-5», «Titan», «Delta» и др., в которых использована модульная схема с центральным и вплотную примыкающим к нему радиально расположенными боковыми модулями с ракетными двигательными установками (Уманский С.П. «Ракеты-носители. Космодромы.», Москва, изд. Рестарт, 2001 г., с. 52, с. 86, с. 93, с. 148, с. 150, с. 154). К недостаткам данных проектов ракет-носителей следует отнести то обстоятельство что все конструкции ракет-носителей используются однократно. Кроме этого стремление к использованию сверхтяжелых реактивных двигателей для повышения грузоподъемности ракет-носителей приводит к работе используемых материалов в выхлопной части реактивных двигателей на пределе их прочностных характеристик, при этом очень сложно проконтролировать случайные структурные повреждения применяемых материалов которые могут приводить к аварийным ситуациям. Поэтому повышение тяги сверхтяжелых реактивных двигателей имеет ограниченный предел целесообразности. Целью настоящего изобретения является снижение затрат на осуществление регулярных космических полетов за счет многократного использования ракет-носителей, а также повышение надежности осуществления регулярных полетов ракет-носителей за счет групповой навески требуемого количества модульных боковых маршевых реактивных двигателей со стабильно гарантированной надежной работоспособностью.
Известно техническое решение транспортных самолетов на реактивной тяге с повышенной грузоподъемностью с созданием реактивной тяги от нескольких реактивных двигателей с большим эксцентриситетом относительно центра тяжести самолетов с размещением их на крыльях, а именно ИЛ-76, АН-124 «Руслан», АН-225 «Мрия», Boeing В-52 G/H, Boeing Е-6А Hermes, Lockheed С-5 Galaxy, Мс Donnell Duglas C-9. (Энциклопедия современной военной авиации, 1945-2002, ч. 1, Морозов В.П., Обухович В.А., и др., ACT, Харвест, 2005 г., с. 51, с. 110, с. 111, с. 77, с. 81, с. 90, с. 97). Целью настоящего изобретения является изменение подъемной силы ракеты-носителя за счет изменения количества навески требуемого количества модульных боковых маршевых реактивных двигателей со стабильно гарантированной надежной работоспособностью на крыльях-пилонах центрального модуля ракеты-носителя.
Известно также техническое решение ракеты-носителя Falcon-9 по возвратной посадке первой ступени своей ракеты на морскую платформу. (Бюллетень ПКП N60 2016 г. с.15). Известна также ракета космического назначения тандемной схемы с многоразовой первой ступенью (патент РФ N2318704, B64G 1/14, авторы Дегтярь В.Г. и др., опубликовано 10.03.2008 г.). Данное техническое решение принято за прототип. К недостаткам данного технического решения как и аналога ракет-носителя Falcon-9 следует отнести неустойчивость положения возвращаемой ступени в режиме малых скоростей при снижении, зависании и посадке при расположении осей реактивного тягового усилия маршевых двигателей рядом с центром тяжести спускаемой ступени ракеты-носителя. Целью настоящего изобретения является повышения устойчивости ракеты-носителя в режиме вертикального снижения, зависания и посадки. Для достижения указанных целей предлагается пять вариантов выполнения многоразовой ракеты-носителя.
Вариант N1. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель включающая центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты, при этом в хвостовой части второй ступени центрального модуля ракеты-носителя в режиме старта и разгона закреплен один либо несколько пилотируемых либо беспилотных отделяемых разгонных модулей с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части отделяемых разгонных модулей и, как минимум, с тремя боковыми реактивными двигателями установленными на концевых участках радиальных крыльев-пилонов отделяемых разгонных модулей для возможности создания в режиме вертикальной посадки отделяемых разгонных модулей устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести отделяемого разгонного модуля, при этом в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки второй ступени ракеты-носителя для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой ступени ракеты-носителя, как минимум на трех концевых участках радиальных крыльев-пилонов, либо как минимум на трех выдвижных радиальных консолях установлены боковые реактивные двигатели.
Вариант N2. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель включающая центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты, при этом в хвостовой части второй ступени центрального модуля ракеты-носителя в режиме старта и разгона закреплено два либо более пилотируемых либо беспилотных отделяемых крылатых разгонных модулей на радиальных стыковочных пилонах, с возможностью осуществления автономной горизонтальной посадки с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части отделяемых крылатых разгонных модулей, при этом в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки второй ступени ракеты-носителя для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой ступени ракеты-носителя, как минимум на трех концевых участках радиальных крыльев-пилонов установлены боковые реактивные двигатели.
Вариант N3. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель включающая центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты, при этом в хвостовой части второй ступени центрального модуля ракеты-носителя в режиме старта и разгона закреплено два либо более пилотируемых либо беспилотных отделяемых крылатых разгонных модулей на радиальных стыковочных пилонах, с возможностью осуществления автономной горизонтальной посадки с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части отделяемых крылатых разгонных модулей, при этом в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки второй ступени ракеты-носителя для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой ступени ракеты-носителя, как минимум на двух концевых участках радиальных крыльев-пилонов установлены боковые реактивные двигатели, при этом центр тяжести посадочной ступени ракетоносителя находится ниже основания сопел боковых реактивных двигателей.
Вариант N4. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель включающая центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты, при этом в хвостовой части второй ступени центрального модуля ракеты-носителя в режиме старта и разгона закреплено два либо более пилотируемых либо беспилотных отделяемых разгонных модулей на радиальных стыковочных пилонах с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части отделяемых разгонных модулей и, как минимум, с тремя боковыми реактивными двигателями установленными на концевых участках радиальных крыльев-пилонов отделяемых разгонных модулей для возможности создания в режиме вертикальной посадки отделяемых разгонных модулей устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести отделяемого разгонного модуля.
Вариант N5. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель включающая центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты, при этом в хвостовой части второй ступени центрального модуля ракеты-носителя в режиме старта и разгона закреплено два либо более пилотируемых либо беспилотных отделяемых крылатых разгонных модулей на радиальных стыковочных пилонах, с возможностью осуществления автономной горизонтальной посадки с реактивными маршевыми двигателями расположенными в хвостовой части отделяемых крылатых разгонных модулей.
На представленных чертежах использованы следующие обозначения:
поз. 1 - основной центральный модуль двухступенчатой ракеты-носителя с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с отделяемым соосным центральным разгонным модулем, располагаемым в хвостовой части ракеты-носителя;
поз. 2 - основной центральный модуль двухступенчатой ракеты-носителя с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с отделяемыми боковыми разгонными модулями, располагаемыми в хвостовой части ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 3 - основной крылатый центральный модуль двухступенчатой ракеты-носителя с горизонтальным взлетом и горизонтальной посадкой, с отделяемыми боковыми разгонными модулями, располагаемыми в хвостовой части ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 4 - основной центральный модуль двухступенчатой ракеты-носителя с горизонтальным либо вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с отделяемыми боковыми разгонными модулями, располагаемыми в хвостовой части ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 5 - отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени, располагаемый соосно с основным центральным модулем трехступенчатой ракеты-носителя;
поз. 6 - отделяемый центральный разгонный модуль первой ступени, располагаемый соосно с основным центральным модулем двух- либо трехступенчатой ракеты-носителя;
поз. 7 - отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени трехступенчатой ракеты-носителя с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с отделяемыми боковыми разгонными модулями первой ступени, располагаемыми в хвостовой части ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 8 - отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени трехступенчатой ракеты-носителя с горизонтальным либо вертикальным взлетом и горизонтальной посадкой, с отделяемыми боковыми разгонными модулями первой ступени, располагаемыми в хвостовой части ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 9 - отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени трехступенчатой ракеты-носителя с горизонтальным либо вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с отделяемыми боковыми разгонными модулями первой ступени, располагаемыми в хвостовой части ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 10 - отделяемый боковой разгонный модуль с возможностью осуществления автономной вертикальной посадки располагаемый в хвостовой части основного центрального модуля ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 11 - отделяемый крылатый боковой разгонный модуль с возможностью осуществления автономной горизонтальной посадки располагаемый в хвостовой части основного центрального модуля ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 12 - реактивные маршевые двигатели расположенные в хвостовой части основного центрального модуля ракеты-носителя;
поз. 13 - реактивные маршевые двигатели расположенные в хвостовой части отделяемых разгонных модулей ракет-носителей;
поз. 14 - боковые реактивные двигатели установленные на концевых участках радиальных крыльев-пилонов основного центрального модуля двухступенчатой ракеты-носителя для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести ракеты-носителя в режиме снижения зависания и вертикальной посадки ракеты-носителя;
поз. 15 - боковые реактивные двигатели установленные на концевых участках радиальных крыльев-пилонов боковых разгонных модулей для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести разгонного модуля в режиме снижения зависания и вертикальной посадки разгонного модуля;
поз. 16 - радиальные крылья-пилоны основного центрального модуля двухступенчатой ракеты-носителя для крепления боковых реактивных двигателей;
поз. 17 - радиальные крылья-пилоны отделяемого центрального разгонного модуля первой либо второй ступени для крепления боковых реактивных двигателей;
поз. 18 - стыковочный радиальный пилон для крапления боковых разгонных модулей;
поз. 19 - радиальные крылья-пилоны отделяемого разгонного модуля с возможностью осуществления автономной вертикальной посадки для крепления боковых реактивных двигателей;
поз. 20 - несущие крылья консоли на основном центральном модуле двухступенчатой ракеты-носителя с горизонтальным взлетом и горизонтальной посадкой, либо на отделяемом центральном разгонном модуле второй ступени трехступенчатой ракеты-носителя с горизонтальным либо вертикальным взлетом и горизонтальной посадкой;
поз. 21 - тормозной реактивный двигатель;
поз. 22 - шасси для осуществления горизонтального взлета и горизонтальной посадки ракеты-носителя;
поз. 23 - несущие крылья консоли отделяемого разгонного модуля с возможностью осуществления автономной горизонтальной посадки;
поз. 24 - стыковочный узел отделяемого центрального разгонного модуля первой либо второй ступени;
поз. 25 - третья ступень ракеты-носителя;
поз. 26 - выдвижной лобовой обтекатель.
На иллюстрационных примерах данного изобретения показаны варианты исполнения многоразовых ракет-носителей. На чертежах изображено:
на фиг. 1 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой ракеты-носителя вертикального взлета и вертикальной посадки с выведением третьей ступени ракеты-носителя поз. 25 на околоземную орбиту и с отделяемой первой поз. 6 и второй поз. 5 ступенью центрального разгонного модуля с вертикальной посадкой их в заданном районе;
на фиг. 2 - вид F1-F1;
на фиг. 3 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой ракеты-носителя вертикального взлета и вертикальной посадки по фиг. 1 после отделения центрального разгонного модуля первой ступени поз. 6;
на фиг. 4 - вид F2-F2;
на фиг. 5 - компоновочная схема отделяемого центрального разгонного модуля второй ступени поз. 5 ракеты-носителя по фиг. 1 после отстыковки третьей ступени ракеты-носителя поз.25, в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки;
на фиг. 6 - компоновочная схема отделяемого центрального разгонного модуля первой ступени поз.6 ракеты-носителя по фиг. 1, после отстыковки от основного центрального модуля ракеты-носителя поз.1 либо от центрального разгонного модуля второй ступени поз. 5 в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки;
на фиг. 7 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя вертикального взлета и вертикальной посадки с выведением второй ступени ракеты-носителя поз. 1 на околоземную орбиту и с отделяемым центральным разгонным модулем поз. 6 первой ступени с вертикальной посадкой в любом заданном районе;
на фиг. 8 - компоновочная схема основного центрального модуля поз. 1 двухступенчатой ракеты-носителя по фиг. 7 в режиме полета после отделения первой ступени ракеты-носителя поз. 6;
на фиг. 9 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой ракеты-носителя вертикального взлета и вертикальной посадки, включающей модуль третьей ступени поз. 25, отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени поз. 7 и три отделяемых боковых разгонных модуля поз. 10 первой ступени располагаемых в хвостовой части центрального разгонного модуля второй ступени поз. 7 на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением модуля третьей ступени на околоземную орбиту и с вертикальной посадкой после отстыковки боковых разгонных модулей поз. 10 и центрального разгонного модуля второй ступени поз.7 в любом заданном районе;
на фиг. 10 - вид F3-F3
на фиг. 11 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой ракеты-носителя вертикального взлета и вертикальной посадки, включающей модуль третьей ступени поз. 25, отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени поз. 7 и три отделяемых крылатых боковых разгонных модуля поз. 11 первой ступени располагаемых в хвостовой части центрального разгонного модуля второй ступени поз. 7 на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением модуля третьей ступени на околоземную орбиту и с горизонтальной посадкой после отстыковки боковых разгонных модулей поз. 11 и с вертикальной посадкой центрального разгонного модуля второй ступени поз. 7 в заданном районе;
на фиг. 12 - вид F4-F4;
на фиг. 13 - компоновочная схема отделяемого центрального разгонного модуля второй ступени поз.7 ракеты-носителя по фиг. 9 и по фиг. 11 после отстыковки третьей ступени ракеты-носителя поз. 25, в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки;
на фиг. 14 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя, включающей основной центральный модуль двухступенчатой ракеты-носителя поз. 2 с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с отделяемыми боковыми разгонными модулями поз. 10, располагаемыми в хвостовой части основного центрального модуля ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением основного центрального модуля ракеты-носителя поз. 2 на околоземную орбиту и с вертикальной посадкой после отстыковки боковых разгонных модулей поз. 10 в заданном районе;
на фиг. 15 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя, включающей основной центральный модуль двухступенчатого ракеты-носителя поз. 2 с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с отделяемыми боковыми разгонными модулями поз. 11, располагаемыми в хвостовой части основного центрального модуля ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением основного центрального модуля ракеты-носителя поз. 2 на околоземную орбиту и с горизонтальной посадкой после отстыковки боковых разгонных модулей поз. 11 в заданном районе;
на фиг. 16 - компоновочная схема основного центрального модуля поз.2 двухступенчатой ракеты-носителя по фиг. 15 в режиме полета после отделения боковых разгонных модулей поз. 11 первой ступени;
на фиг. 17 -сечение F5-F5;
на фиг. 18 - компоновочная схема отделяемого бокового разгонного модуля первой ступени поз. 10 после отстыковки от центрального модуля ракеты-носителя поз. 2 либо поз. 7 в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки;
на фиг. 19 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой ракеты-носителя, включающей модуль третьей ступени поз. 25, отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени поз. 8 и два отделяемых крылатых боковых разгонных модуля поз. 10 первой ступени располагаемых в хвостовой части центрального разгонного модуля второй ступени поз. 8 на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением модуля третьей ступени на околоземную орбиту и с вертикальной посадкой после отстыковки боковых разгонных модулей поз.10 и с горизонтальной посадкой центрального разгонного модуля второй ступени поз.8 в заданном районе;
на фиг. 20 - сечение F7-F7 в режиме горизонтального старта либо горизонтальной посадки;
на фиг. 21 - вид F6-F6 в режиме горизонтального старта;
на фиг. 22 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой ракеты-носителя, включающей модуль третьей ступени поз. 25, отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени поз. 8 и два отделяемых крылатых боковых разгонных модуля поз. 11 первой ступени располагаемых в хвостовой части центрального разгонного модуля второй ступени поз. 8 на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением модуля третьей ступени на околоземную орбиту и с горизонтальной посадкой после отстыковки боковых разгонных модулей поз. 11 и с горизонтальной посадкой центрального разгонного модуля второй ступени поз. 8 в заданном районе;
на фиг. 23 - вид F8-F8 в режиме горизонтального старта;
на фиг. 24 - компоновочная схема отделяемого центрального разгонного модуля второй ступени поз. 8 ракеты-носителя по фиг. 19 и по фиг. 22 после отстыковки третьей ступени ракеты-носителя поз. 25, в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки;
на фиг. 25 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя, включающей основной крылатый центральный модуль двухступенчатой ракеты-носителя поз. 3 с отделяемыми боковыми разгонными модулями поз. 10, располагаемыми в хвостовой части основного центрального модуля ракеты-носителя поз. 3 на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением основного центрального модуля ракеты-носителя поз. 3 на околоземную орбиту, при этом предусмотрена горизонтальная посадка основного центрального модуля ракеты-носителя поз. 3 и вертикальная посадка боковых разгонных модулей поз. 10 первой ступени в заданном районе;
на фиг. 26 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя, включающей основной крылатый центральный модуль двухступенчатой ракеты-носителя поз. 3 с отделяемыми боковыми разгонными модулями поз. 11, располагаемыми в хвостовой части основного центрального модуля ракеты-носителя поз. 3 на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением основного центрального модуля ракеты-носителя поз. 3 на околоземную орбиту, при этом предусмотрена горизонтальная посадка основного центрального модуля ракеты-носителя поз. 3 и горизонтальная посадка боковых разгонных модулей поз. 11 первой ступени в заданном районе;
на фиг. 27 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой ракеты-носителя, включающей модуль третьей ступени поз. 25, отделяемый центральный разгонный модуль второй ступени поз. 9 и два отделяемых крылатых боковых разгонных модуля поз. 10 первой ступени располагаемых в хвостовой части центрального разгонного модуля второй ступени поз. 9 на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением модуля третьей ступени на околоземную орбиту и с вертикальной посадкой после отстыковки боковых разгонных модулей поз. 10 и с вертикальной посадкой центрального разгонного модуля второй ступени поз. 9 в заданном районе;
на фиг. 28 - сечение F10-F10b режиме горизонтального старта либо горизонтальной посадки;
на фиг. 29 - вид F9-F9 в режиме горизонтального старта;
на фиг. 30 - компоновочная схема отделяемого центрального разгонного модуля второй ступени поз.9 ракеты-носителя по фиг. 25 и по фиг. 27 после отстыковки третьей ступени ракеты-носителя поз. 25, в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки;
на фиг. 31 - сечение F11-F11 в режиме вертикальной посадки;
на фиг. 32 - сечение F12-F12
на фиг. 33 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя, включающей основной центральный модуль поз. 4 и два отделяемых боковых разгонных модуля поз. 10 первой ступени располагаемых в хвостовой части основного центрального разгонного модуля поз. 4 на стыковочных радиальных пилонах поз. 18, с выведением основного модуля поз. 4 на околоземную орбиту и с вертикальной посадкой после отстыковки боковых разгонных модулей поз. 10 и с вертикальной посадкой основного центрального модуля поз. 4 в заданном районе;
на фиг. 34 - компоновочная схема основного центрального модуля поз.4 двухступенчатой ракеты-носителя по фиг. 33 в режиме полета после отделения боковых разгонных модулей поз.10 первой ступени;
Claims (5)
1. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель, включающая центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями, расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты, отличающаяся тем, что в хвостовой части второй ступени центрального модуля ракеты-носителя в режиме старта и разгона закреплен один либо несколько пилотируемых либо беспилотных отделяемых разгонных модулей с реактивными маршевыми двигателями, расположенными в хвостовой части отделяемых разгонных модулей, и, как минимум, с тремя боковыми реактивными двигателями, установленными на концевых участках радиальных крыльев-пилонов отделяемых разгонных модулей для возможности создания в режиме вертикальной посадки отделяемых разгонных модулей устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести отделяемого разгонного модуля, при этом в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки второй ступени ракеты-носителя для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой ступени ракеты-носителя, как минимум, на трех концевых участках радиальных крыльев-пилонов либо как минимум на трех выдвижных радиальных консолях установлены боковые реактивные двигатели.
2. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель, включающая центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями, расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты, отличающаяся тем, что в хвостовой части второй ступени центрального модуля ракеты-носителя в режиме старта и разгона закреплены два либо более пилотируемых либо беспилотных отделяемых крылатых разгонных модулей на радиальных стыковочных пилонах, с возможностью осуществления автономной горизонтальной посадки с реактивными маршевыми двигателями, расположенными в хвостовой части отделяемых крылатых разгонных модулей, при этом в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки второй ступени ракетоносителя для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой ступени ракеты-носителя, как минимум, на трех концевых участках радиальных крыльев-пилонов установлены боковые реактивные двигатели.
3. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель, включающая центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями, расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты, отличающаяся тем, что в хвостовой части второй ступени центрального модуля ракеты-носителя в режиме старта и разгона закреплены два либо более пилотируемых либо беспилотных отделяемых крылатых разгонных модулей на радиальных стыковочных пилонах, с возможностью осуществления автономной горизонтальной посадки с реактивными маршевыми двигателями, расположенными в хвостовой части отделяемых крылатых разгонных модулей, при этом в режиме снижения, зависания и вертикальной посадки второй ступени ракеты-носителя для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой ступени ракеты-носителя, как минимум, на двух концевых участках радиальных крыльев-пилонов установлены боковые реактивные двигатели, при этом центр тяжести посадочной ступени ракеты-носителя находится ниже основания сопел боковых реактивных двигателей.
4. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель, включающая центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями, расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты, отличающаяся тем, что в хвостовой части второй ступени центрального модуля ракеты-носителя в режиме старта и разгона закреплены два либо более пилотируемых либо беспилотных отделяемых разгонных модулей на радиальных стыковочных пилонах с реактивными маршевыми двигателями, расположенными в хвостовой части отделяемых разгонных модулей, и, как минимум, с тремя боковыми реактивными двигателями, установленными на концевых участках радиальных крыльев-пилонов отделяемых разгонных модулей для возможности создания в режиме вертикальной посадки отделяемых разгонных модулей устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести отделяемого разгонного модуля.
5. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель, включающая центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями, расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты, отличающаяся тем, что в хвостовой части второй ступени центрального модуля ракеты-носителя в режиме старта и разгона закреплены два либо более пилотируемых либо беспилотных отделяемых крылатых разгонных модулей на радиальных стыковочных пилонах, с возможностью осуществления автономной горизонтальной посадки с реактивными маршевыми двигателями, расположенными в хвостовой части отделяемых крылатых разгонных модулей.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017141294A RU2684839C1 (ru) | 2017-11-27 | 2017-11-27 | Многоразовая ракета-носитель (варианты) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017141294A RU2684839C1 (ru) | 2017-11-27 | 2017-11-27 | Многоразовая ракета-носитель (варианты) |
Related Parent Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016150000A Substitution RU2016150000A (ru) | 2016-12-19 | 2016-12-19 | Многоразовый ракетоноситель с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2684839C1 true RU2684839C1 (ru) | 2019-04-15 |
Family
ID=66168503
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017141294A RU2684839C1 (ru) | 2017-11-27 | 2017-11-27 | Многоразовая ракета-носитель (варианты) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2684839C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2749908C1 (ru) * | 2020-09-16 | 2021-06-18 | Александр Георгиевич Семенов | Ступенчатая космическая ракета |
| RU2772618C1 (ru) * | 2022-01-18 | 2022-05-23 | Александр Викторович Мельский | Летательный аппарат балансирующий |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5031857A (en) * | 1989-11-09 | 1991-07-16 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Two-stage earth-to-orbit transport with translating oblique wings for booster recovery |
| RU2053168C1 (ru) * | 1993-03-19 | 1996-01-27 | Мишин Василий Павлович | Ракетный блок многоразового использования |
| RU2318704C2 (ru) * | 2006-04-07 | 2008-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный ракетный центр "КБ им. академика В.П. Макеева" | Ракета космического назначения тандемной схемы с многоразовой первой ступенью |
| EP2081828B1 (fr) * | 2006-10-20 | 2011-11-30 | Astrium SAS | Aeronef a vol mixte aerodynamique et spatial, et procede de pilotage associe |
-
2017
- 2017-11-27 RU RU2017141294A patent/RU2684839C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5031857A (en) * | 1989-11-09 | 1991-07-16 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Two-stage earth-to-orbit transport with translating oblique wings for booster recovery |
| RU2053168C1 (ru) * | 1993-03-19 | 1996-01-27 | Мишин Василий Павлович | Ракетный блок многоразового использования |
| RU2318704C2 (ru) * | 2006-04-07 | 2008-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный ракетный центр "КБ им. академика В.П. Макеева" | Ракета космического назначения тандемной схемы с многоразовой первой ступенью |
| EP2081828B1 (fr) * | 2006-10-20 | 2011-11-30 | Astrium SAS | Aeronef a vol mixte aerodynamique et spatial, et procede de pilotage associe |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2749908C1 (ru) * | 2020-09-16 | 2021-06-18 | Александр Георгиевич Семенов | Ступенчатая космическая ракета |
| RU2772618C1 (ru) * | 2022-01-18 | 2022-05-23 | Александр Викторович Мельский | Летательный аппарат балансирующий |
| RU2790478C1 (ru) * | 2022-01-26 | 2023-02-21 | Александр Иосифович Филимонов | Многоразовый космический летательный аппарат |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9145215B2 (en) | Aerodynamic and spatial composite flight aircraft, and related piloting method | |
| JP5841137B2 (ja) | ランチャー用の簡易型再利用可能モジュール | |
| CN102292264B (zh) | 用于发射器的可再利用模块 | |
| US8403254B2 (en) | Aero-assisted pre-stage for ballistic rockets and aero-assisted flight vehicles | |
| US6454216B1 (en) | Reusable booster for the first stage of a launcher | |
| US9944410B1 (en) | System and method for air launch from a towed aircraft | |
| EP2662288B1 (en) | Small launch vehicle | |
| RU2712720C1 (ru) | Многоразовая ракета-носитель | |
| US20180265211A1 (en) | In-flight transfer of reactant from a towing or carrying airplane to an attached rocket or rocketplane | |
| US10384797B2 (en) | In-flight transfer of reactant from a towing or carrying airplane to an attached rocket or rocketplane | |
| US20200262590A1 (en) | Atmospheric thrust stages, multi-stage launch systems including the same, and related methods | |
| US8168929B2 (en) | Non-powered, aero-assisted pre-stage for ballistic rockets and aero-assisted flight vehicles | |
| RU2684839C1 (ru) | Многоразовая ракета-носитель (варианты) | |
| US20240199237A1 (en) | Launch system and method | |
| CN202439843U (zh) | 飞碟航天器 | |
| US10815010B2 (en) | High altitude air launched rocket | |
| CN103253372A (zh) | 飞碟航天器 | |
| CN103231800A (zh) | 起落架与主机体分离的飞机 | |
| WO2023158461A1 (en) | System and method for improved air-launch of a launch vehicle from a towed aircraft | |
| RU2715816C1 (ru) | Разгонный самолет-носитель (варианты) | |
| RU2730300C9 (ru) | Устройство для массовой доставки туристов в стратосферу и последующего возвращения на землю | |
| RU2211784C2 (ru) | Многоразовый летательный аппарат-разгонщик | |
| RU2548829C2 (ru) | Транспортный самолёт для перевозки и разгона в стратосфере ракет космического назначения | |
| WO2024009293A1 (en) | Aerospace system and method for delivering payload to orbit and to midair | |
| CN115597431A (zh) | 一种组合动力航天运载器 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201128 |