RU2712720C1 - Многоразовая ракета-носитель - Google Patents
Многоразовая ракета-носитель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2712720C1 RU2712720C1 RU2019112718A RU2019112718A RU2712720C1 RU 2712720 C1 RU2712720 C1 RU 2712720C1 RU 2019112718 A RU2019112718 A RU 2019112718A RU 2019112718 A RU2019112718 A RU 2019112718A RU 2712720 C1 RU2712720 C1 RU 2712720C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- engines
- reusable
- turbofan
- launch vehicle
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/14—Space shuttles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области космической техники, а более конкретно к многоразовым космическим аппаратам. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель включает модуль с маршевыми ракетными двигателями, боковые разгонные модули и интегрированную систему управления. Боковые радиально расположенные двигатели используются в режиме вертикальной посадки для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части ракеты-носителя и для обеспечения полета в плотных слоях атмосферы. Двигатели выполнены турбореактивными двухконтурными (ТРДД) либо турбореактивными двухконтурными с форсажной камерой (ТРДФ). При работе маршевых ракетных двигателей в верхних слоях атмосферы входные отверстия воздухозаборников для двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями. Достигается создание многоразовой транспортной космической системы. 51 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 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.). К недостаткам данного технического решения как и аналога ракеты-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. Известно техническое решение реактивного самолета с укороченным либо вертикальным взлетом и посадкой включающий кабину управления, фюзеляж, крылья, элементы механизации крыльев и оперения, реактивную силовую установку, систему воздухозаборников, интегрированную систему управления самолетом, при этом силовая установка состоит из одного либо группы одиночных реактивных двигателей, которые имеют выходные сопла с изменяемым силовым вектором тяги (ИСВТ), при этом для возможности создания устойчивого суммарного уравновешенного реактивного момента относительно центра тяжести самолета в режиме вертикального подъема, зависания и посадки самолета основания сопел с ИСВТ всех реактивных двигателей расположены на периметре дискообразного фюзеляжа, при этом срединные оси оснований одиночных либо группы сопел с ИСВТ расположены радиально как минимум в трех направлениях, (патент РФ N2651947, автор Сушенцев Б.Н., публикация 24.04.2018 г.) Следует признать целесообразным для повышения устойчивости положения спускаемой части ракеты-носителя создание суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части ракеты-носителя за счет эксцентричного радиального расположения посадочных двигателей оптимально в трех направлениях. При этом основной целью данного изобретения является создание мобильной, технически надежной и энергетически эффективной многоразовой транспортной космической системы. Данная цель достигается путем выполнения пилотируемой либо беспилотной многоразовой ракеты-носителя включающей центральный модуль с маршевыми ракетными двигателями расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней с маршевыми ракетными двигателями расположенными в хвостовой части разгонных модулей, интегрированную систему управления с элементами реактивной системы управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты для наружных элементов конструкций, систему обеспечения вертикальной посадки для центрального модуля ракеты-носителя одной либо нескольких ступеней, а также для автономной горизонтальной либо вертикальной посадки боковых разгонных модулей, при этом для многоразовых ступеней ракеты-носителя либо для многоразовых боковых разгонных модулей боковые радиально расположенные двигатели используемые в режиме вертикальной посадки для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части ракеты-носителя и для обеспечения полета в плотных слоях атмосферы выполнены турбореактивными двухконтурными (ТРДД) либо турбореактивными двухконтурными с форсажной камерой (ТРДФ), при этом при работе маршевых ракетных двигателей в верхних слоях атмосферы входные отверстия воздухозаборников для двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями. На иллюстрационных примерах применения данного изобретения показаны варианты исполнения многоразовой РН. На чертежах изображено:
на фиг. 1 - в режиме вертикального старта компоновочная схема многоразовой трехступенчатой РН вертикального взлета РН и вертикальной посадки первой второй и третьей ступени РН с выведением третьей ступени РН на околоземную орбиту, при этом первая и вторая ступень центрального разгонного модуля после отделения осуществляют вертикальную посадку в заданном районе, при этом вертикальный старт РН может быть осуществлен при работающих маршевых ракетных двигателях разгонного блока первой ступени, контурных двигателях ТРДД либо ТРДФ разгонного блока первой ступени, а также контурных двигателях ТРДД либо ТРДФ второй ступени;
на фиг. 2 - в режиме разгона в верхних слоях атмосферы компоновочная схема многоразовой трехступенчатой РН по фиг. 1, при работающих маршевых ракетных двигателях разгонного блока первой ступени, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 3 - вид F1 - F1;
на фиг. 4 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой РН по фиг. 1 в режиме разгона второй и третьей ступени РН в верхних слоях атмосферы с работающими маршевыми ракетными двигателями второй ступени, при этом входные отверстия воздухозаборников для двигателей ТРДД либо ТРДФ многоразовой второй ступени закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 5 - вид F2 - F2;
на фиг. 6 - вид F3 - F3;
на фиг. 7 - в режиме посадки компоновочная схема многоразового центрального модуля разгонного блока первой ступени с работающими контурными двигателями ТРДД либо ТРДФ для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части РН;
на фиг. 8 - в режиме посадки компоновочная схема многоразового центрального модуля разгонного блока второй ступени по фиг. 1 с работающими контурными двигателями ТРДД либо ТРДФ для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части РН;
на фиг. 9 - в режиме вертикального старта компоновочная схема многоразовой двухступенчатой РН вертикального взлета РН и вертикальной посадки первой и второй ступени РН с выведением второй ступени РН на околоземную орбиту, при этом первая ступень центрального разгонного модуля после отделения осуществляет вертикальную посадку в заданном районе, при этом вертикальный старт может быть осуществлен при работающих ракетных двигателях разгонного блока первой степени, контурных двигателях ТРДД либо ТРДФ разгонного блока первой ступени, а также контурных двигателях ТРДД либо ТРДФ второй ступени;
на фиг. 10 - в режиме разгона в верхних слоях атмосферы компоновочная схема многоразовой трехступенчатой РН по фиг. 9, при работающих маршевых ракетных двигателях разгонного блока первой степени, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 11 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой РН по фиг. 9 в режиме разгона второй ступени РН в верхних слоях атмосферы с работающими маршевыми ракетными двигателями второй ступени, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ многоразовой второй ступени закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 12 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой РН по фиг. 9 в режиме посадки второй ступени РН многоразового центрального модуля разгонного блока с работающими контурными двигателями ТРДД либо ТРДФ для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части РН;
на фиг. 13 - в режиме вертикального старта компоновочная схема многоразовой трехступенчатой РН вертикального взлета РН и вертикальной посадки боковых разгонных модулей обтекаемой формы в виде параболлоида первой ступени и центрального модуля второй ступени РН с выведением третьей ступени РН на околоземную орбиту, при этом вертикальный старт может быть осуществлен при работающих маршевых ракетных двигателях боковых разгонных блоков первой и второй ступени, контурных двигателях ТРДД либо ТРДФ разгонных блока первой ступени, а также контурных двигателях ТРДД либо ТРДФ второй ступени;
на фиг. 14 - в режиме разгона в верхних слоях атмосферы компоновочная схема многоразовой трехступенчатой РН по фиг. 13, с работающими маршевыми ракетными двигателями второй ступени, при работающих ракетных двигателях разгонных блоков первой степени, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 15 - вид F4 - F4;
на фиг. 16 - вид F5 - F5;
на фиг. 17 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой РН по фиг. 13 в режиме разгона второй и третьей ступени РН в верхних слоях атмосферы с работающими маршевыми ракетными двигателями второй ступени, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ многоразовой второй ступени закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 18 - в режиме посадки компоновочная схема многоразового центрального модуля разгонного центрального второй ступени РН по фиг. 13 с работающими контурными двигателями ТРДД либо ТРДФ для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части РН;
на фиг. 19 - в режиме вертикального старта компоновочная схема многоразовой трехступенчатой РН вертикального взлета РН и вертикальной посадки центрального модуля второй ступени РН, с автономной горизонтальной посадкой крылатых боковых разгонных модулей первой ступени, с выведением третьей ступени РН на околоземную орбиту, при этом вертикальный старт может быть осуществлен при работающих маршевых ракетных двигателях центрального модуля второй ступени, при работающих маршевых ракетных двигателях боковых крылатых разгонных блоков первой ступени, а также контурных двигателях ТРДД либо ТРДФ первой и второй ступени;
на фиг. 20 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой РН по фиг. 19 в режиме разгона первой, второй и третьей ступени РН в верхних слоях атмосферы с работающими маршевыми ракетными двигателями второй ступени, при работающих маршевых ракетных двигателях боковых крылатых разгонных блоков, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 21 - вид F6 - F6;
на фиг. 22 - вид F7 - F7;
на фиг. 23 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой РН по фиг. 19 в режиме разгона второй и третьей ступени РН в верхних слоях атмосферы с работающими маршевыми ракетными двигателями второй ступени, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ многоразовой второй ступени закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 24 - в режиме посадки компоновочная схема многоразового центрального модуля второй ступени РН по фиг. 19 с работающими контурными двигателями ТРДД либо ТРДФ для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части РН;
на фиг. 25 - в режиме вертикального старта компоновочная схема многоразовой двухступенчатой РН вертикального взлета РН и вертикальной посадки боковых разгонных модулей обтекаемой формы в виде параболлоида первой ступени и центрального модуля второй ступени РН, с выведением второй ступени РН на околоземную орбиту, при этом вертикальный старт может быть осуществлен при работающих маршевых ракетных двигателях боковых разгонных блоков первой степени, при работающих маршевых ракетных двигателях второй ступени, при работающих контурных двигателях ТРДД либо ТРДФ разгонных блоков первой ступени, а также контурных двигателях ТРДД либо ТРДФ второй ступени;
на фиг. 26 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой РН по фиг. 25 в режиме разгона первой и второй ступени РН в верхних слоях атмосферы с работающими маршевыми ракетными двигателями второй ступени, при работающих маршевых ракетных двигателях боковых разгонных блоков первой ступени, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ многоразовой второй ступени закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 27 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой РН по фиг. 25 в режиме разгона второй ступени РН в верхних слоях атмосферы с работающими маршевыми ракетными двигателями второй ступени, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ многоразовой второй ступени закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 28 - в режиме посадки компоновочная схема многоразового центрального модуля разгонного центрального второй ступени РН по фиг. 25 с работающими контурными двигателями ТРДД либо ТРДФ для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части РН;
на фиг. 29 - в режиме вертикального старта компоновочная схема многоразовой двухступенчатой РН вертикального взлета РН и вертикальной посадки центрального модуля второй ступени РН, с автономной горизонтальной посадкой крылатых боковых разгонных модулей первой ступени, с выведением второй ступени РН на околоземную орбиту, при этом вертикальный старт может быть осуществлен при работающих маршевых ракетных двигателях боковых крылатых разгонных блоков первой степени, при работающих маршевых ракетных двигателях второй ступени, а также при работающих контурных двигателях ТРДД либо ТРДФ первой и второй ступени;
на фиг. 30 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой РН по фиг. 29 в режиме разгона первой и второй ступени РН в верхних слоях атмосферы с работающими маршевыми ракетными двигателями второй ступени, при работающих маршевых ракетных двигателях боковых крылатых разгонных блоков, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 31 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой РН по фиг. 29 в режиме разгона второй ступени РН в верхних слоях атмосферы с работающими маршевыми ракетными двигателями второй ступени, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ многоразовой второй ступени закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 32 - в режиме посадки компоновочная схема многоразового центрального модуля разгонного центрального второй ступени РН по фиг. 29 с работающими контурными двигателями ТРДД либо ТРДФ для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части РН;
на фиг. 33 - в режиме посадки компоновочная схема многоразового бокового модуля разгонного модуля обтекаемой формы в виде параболлоида с работающими контурными двигателями для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части РН;
на фиг. 34 - в режиме посадки компоновочная схема многоразового модуля третьей ступени обтекаемой формы в виде параболлоида с работающими контурными двигателями для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части РН;
на фиг. 35 - в режиме вертикального старта компоновочная схема многоразовой трехступенчатой РН вертикального взлета РН и вертикальной посадки четырех боковых разгонных модулей обтекаемой формы в виде параболлоида первой ступени и центрального модуля второй ступени РН, с выведением третьей ступени РН на околоземную орбиту, при этом вертикальный старт может быть осуществлен при работающих маршевых ракетных двигателях четырех боковых разгонных блоков первой ступени, при работающих маршевых ракетных двигателях центрального модуля второй ступени и при работающих контурных двигателях ТРДД либо ТРДФ разгонных блоков первой ступени, а также контурных двигателях ТРДД либо ТРДФ второй ступени;
на фиг. 36 - в режиме разгона в верхних слоях атмосферы компоновочная схема многоразовой трехступенчатой РН по фиг. 35, с работающими маршевыми ракетными двигателями второй ступени, при работающих маршевых ракетных двигателях четырех разгонных блоков первой степени, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 37 - компоновочная схема многоразовой трехступенчатой РН по фиг. 34, в режиме разгона второй и третьей ступени РН в верхних слоях атмосферы, с работающими маршевыми ракетными двигателями второй ступени, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 38 - вид F8 - F8;
на фиг. 39 - вид F9 - F9;
на фиг. 40 - в режиме посадки компоновочная схема многоразового центрального модуля разгонного центрального второй ступени РН по фиг. 35 с двумя работающими контурными двигателями ТРДД либо ТРДФ для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части РН;
на фиг. 41 - в режиме посадки компоновочная схема многоразового бокового модуля разгонного модуля обтекаемой формы в виде параболлоида с работающими контурными двигателями для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части РН;
на фиг. 42 - в режиме вертикального старта компоновочная схема многоразовой двухступенчатой РН вертикального взлета РН и вертикальной посадки четырех боковых разгонных модулей обтекаемой формы в виде параболлоида первой ступени и центрального модуля второй ступени РН, с вьюедением второй ступени РН на околоземную орбиту, при этом вертикальный старт может быть осуществлен при работающих маршевых ракетных двигателях четырех боковых разгонных блоков первой ступени, при работающих маршевых ракетных двигателях центрального модуля второй ступени и при работающих контурных двигателях ТРДД либо ТРДФ разгонных блоков первой ступени, а также контурных двигателях ТРДД либо ТРДФ второй ступени;
на фиг. 43 - в режиме разгона в верхних слоях атмосферы компоновочная схема многоразовой двухступенчатой РН по фиг. 42, с работающими маршевыми ракетными двигателями второй ступени, с работающими маршевыми ракетными двигателями четырех разгонных блоков первой степени, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 44 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой РН по фиг. 42, в режиме разгона второй и третьей ступени РН в верхних слоях атмосферы, с работающими маршевыми ракетными двигателями второй ступени, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 45 - в режиме посадки компоновочная схема многоразового центрального модуля разгонного центрального второй ступени РН по фиг. 35 с двумя работающими контурными двигателями ТРДД либо ТРДФ для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части РН;
на фиг. 46 - в режиме вертикального старта компоновочная схема многоразовой двухступенчатой РН вертикального взлета РН и вертикальной посадки двух боковых разгонных модулей обтекаемой формы в виде параболлоида первой ступени и центрального модуля второй ступени РН, с выведением второй ступени РН на околоземную орбиту, при этом вертикальный старт может быть осуществлен при работающих маршевых ракетных двигателях двух боковых разгонных блоков первой ступени, при работающих маршевых ракетных двигателях центрального модуля второй ступени и при работающих контурных двигателях ТРДД либо ТРДФ разгонных блоков первой ступени, а также контурных двигателях ТРДД либо ТРДФ второй ступени;
на фиг. 47 - в режиме разгона в верхних слоях атмосферы компоновочная схема многоразовой двухступенчатой РН по фиг. 46, с работающими маршевыми ракетными двигателями второй ступени, с работающими маршевыми ракетными двигателями двух разгонных блоков первой степени, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 48 - вид F10 - F10;
на фиг. 49 - вид F11-F11;
на фиг. 50 - компоновочная схема многоразовой двухступенчатой РН по фиг. 46, в режиме разгона второй ступени РН в верхних слоях атмосферы, с работающими маршевыми ракетными двигателями второй ступени, при этом входные отверстия воздухозаборников для контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями;
на фиг. 51 - в режиме посадки компоновочная схема многоразового центрального модуля разгонного центрального второй ступени РН по фиг. 46 с двумя работающими контурными двигателями ТРДД либо ТРДФ для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части РН.
На представленных чертежах использованы следующие обозначения:
поз. 1 - многоразовый центральный модуль второй ступени трехступенчатой РН с
вертикальным взлетом и вертикальной посадкой;
поз. 2 - многоразовый центральный модуль первой ступени двух- либо трехступенчатой РН с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой;
поз. 3 - третья ступень РН;
поз. 4 - многоразовый центральный модуль второй ступени двухступенчатой РН с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой;
поз. 5 - многоразовый центральный модуль второй ступени трехступенчатой РН с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с тремя отделяемыми боковыми разгонными модулями, располагаемыми в хвостовой части ракеты-носителя на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 6 - многоразовый центральный модуль второй ступени двухступенчатой РН с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с тремя отделяемыми боковыми разгонными модулями, располагаемыми в хвостовой части РН на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 7 - отделяемый боковой разгонный модуль конической формы первой ступени с возможностью осуществления автономной вертикальной посадки располагаемый в хвостовой части основного центрального модуля РН на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 8 - отделяемый крылатый боковой разгонный модуль первой ступени с возможностью осуществления автономной горизонтальной посадки располагаемый в хвостовой части основного центрального модуля РН на стыковочных радиальных пилонах;
поз. 9 - многоразовый центральный модуль второй ступени трехступенчатой РН с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с двумя отделяемыми боковыми разгонными модулями, располагаемыми в хвостовой части РН на стыковочных пилонах с противоположных сторон РН;
поз. 10 - отделяемый боковой разгонный модуль конической формы первой ступени с возможностью осуществления автономной вертикальной посадки располагаемый в хвостовой части основного центрального модуля РН на стыковочных пилонах с противоположных сторон РН;
поз. 11 - многоразовый центральный модуль второй ступени двухступенчатой РН с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой, с двумя отделяемыми боковыми разгонными модулями, располагаемыми в хвостовой части РН на стыковочных пилонах с противоположных сторон РН;
поз. 12 - ракетный маршевый двигатель расположенный в хвостовой части отделяемого многоразового центрального разгонного модуля первой ступени;
поз. 13 - ракетный маршевый двигатель расположенный в хвостовой части отделяемого многоразового центрального разгонного модуля второй ступени;
поз. 14 - ракетный маршевый двигатель третьей ступени РН;
поз. 15 - контурный посадочный двигатель третьей ступени РН;
поз. 16 - контурные радиально расположенные двигатели ТРДД либо ТРДФ используемые в режиме вертикального старта и вертикальной посадки отделяемого многоразового центрального модуля первой ступени;
поз. 17 - контурные радиально расположенные двигатели ТРДД либо ТРДФ используемые в режиме вертикального старта и вертикальной посадки многоразового центрального модуля второй ступени;
поз. 18 - радиальный пилон для крепления контурных двигателей ТРДД либо ТРДФ;
поз. 19 - ракетный маршевый двигатель отделяемого бокового разгонного модуля конической формы первой ступени;
поз. 20 - контурный двигатель ТРДД либо ТРДФ отделяемого бокового разгонного модуля;
поз. 21 - ракетный маршевый двигатель отделяемого крылатого бокового разгонного модуля первой ступени;
поз. 22 - стыковочный узел отделяемого центрального разгонного модуля первой либо второй ступени;
поз. 23 - выдвижной лобовой обтекатель;
поз. 24 - выдвижной обтекатель входного отверстия воздухозаборника турбореактивного двигателя;
поз. 25 - несущая стыковочная консоль для крепления отделяемого бокового разгонного модуля конической формы первой ступени к центральному модулю второй ступени;
поз. 26 - несущая стыковочная консоль для крепления отделяемого крылатого бокового разгонного модуля первой ступени к центральному модулю второй ступени.
Claims (1)
- Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель, включающая центральный модуль с маршевыми ракетными двигателями, расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней с маршевыми ракетными двигателями, расположенными в хвостовой части разгонных модулей, интегрированную систему управления с элементами реактивной системы управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты для наружных элементов конструкций, систему обеспечения вертикальной посадки для центрального модуля ракеты-носителя одной либо нескольких ступеней, а также для автономной горизонтальной либо вертикальной посадки боковых разгонных модулей, отличающаяся тем, что для многоразовых ступеней ракеты-носителя либо для многоразовых боковых разгонных модулей боковые радиально расположенные двигатели, используемые в режиме вертикальной посадки для создания устойчивого суммарного уравновешивающего реактивного момента относительно центра тяжести спускаемой части ракеты-носителя и для обеспечения полета в плотных слоях атмосферы выполнены турбореактивными двухконтурными (ТРДД) либо турбореактивными двухконтурными с форсажной камерой (ТРДФ), при этом при работе маршевых ракетных двигателей в верхних слоях атмосферы входные отверстия воздухозаборников для двигателей ТРДД либо ТРДФ закрыты выдвижными обтекателями.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019112718A RU2712720C1 (ru) | 2019-04-25 | 2019-04-25 | Многоразовая ракета-носитель |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019112718A RU2712720C1 (ru) | 2019-04-25 | 2019-04-25 | Многоразовая ракета-носитель |
Related Parent Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019109340 Substitution | 2019-03-29 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2712720C1 true RU2712720C1 (ru) | 2020-01-30 |
Family
ID=69625072
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019112718A RU2712720C1 (ru) | 2019-04-25 | 2019-04-25 | Многоразовая ракета-носитель |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2712720C1 (ru) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113628527A (zh) * | 2021-09-15 | 2021-11-09 | 西南石油大学 | 一种新型可回收式两级模型固体火箭 |
| RU2769791C1 (ru) * | 2021-05-31 | 2022-04-06 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Многоэлементный составной воздушно-космический комплекс вертикального взлета и посадки в системе морского старта |
| 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 |
| AU2021204199A1 (en) * | 2021-06-22 | 2023-01-19 | AT Space Pty Ltd | Booster System for Launch Vehicle |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2053168C1 (ru) * | 1993-03-19 | 1996-01-27 | Мишин Василий Павлович | Ракетный блок многоразового использования |
| RU2005131763A (ru) * | 2005-10-13 | 2007-04-20 | Валерий Андреевич Кобелев (RU) | Способ создания подъемной силы крыла в незакрученном потоке жидкости или газа и устройства для его ососуществления |
| RU2436715C2 (ru) * | 2010-02-16 | 2011-12-20 | Владимир Владимирович Киселев | Аэрокосмический летательный аппарат |
| RU173530U1 (ru) * | 2016-08-12 | 2017-08-30 | Федеральное государственное унитарное предприятие Тушинское машиностроительное конструкторское бюро "Союз" ФГУП ТМКБ "Союз" | Силовая установка гиперзвукового летательного аппарата |
| US10246200B2 (en) * | 2015-12-31 | 2019-04-02 | Lawrence Ellis Williams, Sr. | Centripetal aerodynamic platform spacecraft |
-
2019
- 2019-04-25 RU RU2019112718A patent/RU2712720C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2053168C1 (ru) * | 1993-03-19 | 1996-01-27 | Мишин Василий Павлович | Ракетный блок многоразового использования |
| RU2005131763A (ru) * | 2005-10-13 | 2007-04-20 | Валерий Андреевич Кобелев (RU) | Способ создания подъемной силы крыла в незакрученном потоке жидкости или газа и устройства для его ососуществления |
| RU2436715C2 (ru) * | 2010-02-16 | 2011-12-20 | Владимир Владимирович Киселев | Аэрокосмический летательный аппарат |
| US10246200B2 (en) * | 2015-12-31 | 2019-04-02 | Lawrence Ellis Williams, Sr. | Centripetal aerodynamic platform spacecraft |
| RU173530U1 (ru) * | 2016-08-12 | 2017-08-30 | Федеральное государственное унитарное предприятие Тушинское машиностроительное конструкторское бюро "Союз" ФГУП ТМКБ "Союз" | Силовая установка гиперзвукового летательного аппарата |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2769791C1 (ru) * | 2021-05-31 | 2022-04-06 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Многоэлементный составной воздушно-космический комплекс вертикального взлета и посадки в системе морского старта |
| AU2021204199A1 (en) * | 2021-06-22 | 2023-01-19 | AT Space Pty Ltd | Booster System for Launch Vehicle |
| AU2021204199B2 (en) * | 2021-06-22 | 2023-02-02 | AT Space Pty Ltd | Booster System for Launch Vehicle |
| CN113628527A (zh) * | 2021-09-15 | 2021-11-09 | 西南石油大学 | 一种新型可回收式两级模型固体火箭 |
| 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 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2712720C1 (ru) | Многоразовая ракета-носитель | |
| US4265416A (en) | Orbiter/launch system | |
| JP2647220B2 (ja) | ロケット推進で、空中配置され、揚力を助長される、軌道飛行、超軌道飛行および低軌道飛行するためのブースタ飛行体 | |
| US4802639A (en) | Horizontal-takeoff transatmospheric launch system | |
| US6340133B1 (en) | System to transform a horizontal take-off and self-sustained horizontal flight airplane into self-sustained horizontal flight, vertical landing and take-off, hybrid integrated airplane | |
| US8403254B2 (en) | Aero-assisted pre-stage for ballistic rockets and aero-assisted flight vehicles | |
| RU2148536C1 (ru) | Многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя | |
| US6530543B2 (en) | Hypersonic and orbital vehicles system | |
| US6817580B2 (en) | System and method for return and landing of launch vehicle booster stage | |
| EP0505509A4 (en) | Turbocraft | |
| GB2222635A (en) | A propulsion system for an aerospace vehicle | |
| US20220111978A1 (en) | Carrier rocket system with carrier rocket and launch assistance unit | |
| US20240199237A1 (en) | Launch system and method | |
| Sippel et al. | A viable and sustainable European path into space–for cargo and astronauts | |
| US8168929B2 (en) | Non-powered, aero-assisted pre-stage for ballistic rockets and aero-assisted flight vehicles | |
| US5255873A (en) | Flying wing space launch assist stage | |
| US6257527B1 (en) | Hypersonic and orbital vehicles system | |
| US3448945A (en) | Convertible propulsion package | |
| US10815010B2 (en) | High altitude air launched rocket | |
| RU2684839C1 (ru) | Многоразовая ракета-носитель (варианты) | |
| RU2715816C1 (ru) | Разгонный самолет-носитель (варианты) | |
| Nietz et al. | An innovative UAV design | |
| Mizobata et al. | Conceptual design of flight demonstrator vehicles for the ATREX engines | |
| RU2211784C2 (ru) | Многоразовый летательный аппарат-разгонщик | |
| Sippel | System Design of the SpaceLiner Project and Its Latest Technical Progress |