WO2023217714A1 - Antriebsstufe einer trägerrakete, trägerrakete und verfahren zum steuern einer antriebsstufe - Google Patents

Antriebsstufe einer trägerrakete, trägerrakete und verfahren zum steuern einer antriebsstufe Download PDF

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WO2023217714A1
WO2023217714A1 PCT/EP2023/062154 EP2023062154W WO2023217714A1 WO 2023217714 A1 WO2023217714 A1 WO 2023217714A1 EP 2023062154 W EP2023062154 W EP 2023062154W WO 2023217714 A1 WO2023217714 A1 WO 2023217714A1
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Definitions

  • the present invention relates to a drive stage of a launch vehicle according to the preamble of patent claim 1.
  • the invention relates to a reusable drive stage.
  • the invention further relates to a launch vehicle with at least one such drive stage.
  • the invention is also directed to a method for controlling such a drive stage, which is used in particular when the drive stage is free falling.
  • Launch vehicles intended for flight into space are usually designed in multiple stages, with a first propulsion stage equipped with recoil drives transporting the launch vehicle into the upper regions of the troposphere up to the upper region of the stratosphere or even beyond, approximately to an altitude of 50 to 70 km, where then a second propulsion stage is ignited, with which the rocket is transported into orbit or onto an interplanetary trajectory.
  • the first propulsion stage falls back to earth after the engines have stopped burning and the second propulsion stage usually burns up when it re-enters the atmosphere.
  • a two-stage launch vehicle for space flight which, in addition to a recoil drive, is equipped with electric channel fans alongside a cylindrical fuselage of the first stage, the channel and rotation axis of which extends orthogonally to the longitudinal axis of the launch vehicle.
  • These fans can act as generators when the stage falls back to earth, recharging the batteries for the fan motors. With the help of the fans, a controlled landing of the returned stage takes place.
  • DE 10 2014 010 109 A1 shows and describes a rocket with a central recoil drive provided in a cylindrical rocket body and four electric propeller drives arranged around the rocket body.
  • An electrical energy storage inside the cylindrical rocket body is designed to be displaceable along the axis of the rocket body in order to be able to shift the center of gravity of the rocket along the axis.
  • WO 2017 1021 758 A1 shows and describes a multicopter-like carrier aircraft with electrically driven rotors for a rocket, which is designed to bring the rocket to a level of a few kilometers in the atmosphere by means of the rotors of the carrier aircraft, from which the Rocket is launched.
  • the electrical energy for the rotors is supplied from outside the carrier aircraft via lines from the ground or from accompanying aircraft.
  • the object of the present invention is to provide a generic drive stage of a launch vehicle and a launch vehicle equipped with it, which is mass-optimized and which can be controlled when falling back to earth before reaching the landing phase.
  • a drive stage of a launch vehicle in particular a reusable drive stage, with a rocket body having a longitudinal axis, the drive stage being provided with at least one recoil drive which acts predominantly parallel to the longitudinal axis and the drive stage having a plurality of rotor arrangements, each of which can be driven by an electric rotor drive, which has at least one electric motor which is electrically connected to at least one power storage device for supplying electrical energy, and wherein the at least one power storage device is displaceable within the drive stage, is characterized according to the invention in that the at least one power storage device is in one for the purpose of displacement Direction can be moved which lies in a plane perpendicular to the longitudinal axis or which has a dominant directional component which extends in the radial direction at right angles to the longitudinal axis.
  • a recoil drive is understood here to mean a generally known arrangement consisting of a combustion chamber and a rigid or pivotable thrust nozzle, and a rotor arrangement is understood to mean an atmospheric propeller with propellers or rotor blades, which can be driven by a rotor drive.
  • the power storage device can have accumulators and/or capacitors, for example so-called supercapacitors (supercaps), but it can also have at least one fuel cell for generating electrical energy.
  • the actively displaceable arrangement of the at least one power storage device inside the drive stage relative to the longitudinal axis makes it possible to shift the center of mass of the drive stage by actively moving the power storage device during flight, in particular during the inherently passive fall back of the drive stage to earth, thereby changing the flight attitude of the drive stage To change the drive level in space.
  • Such a change in flight attitude i.e. a change in the position and orientation of the drive stage in space, due to the active center of gravity shift according to the invention causes a change in the trajectory of the drive stage via the resulting changed aerodynamic flow of air to the drive stage.
  • the drive stage can therefore be steered in flight, in particular when falling back into and through the atmosphere, which is not influenced by control nozzles or aerodynamic controls, by actively changing the position of the mass of the at least one power storage device, i.e. by actively shifting the center of gravity.
  • the direction of travel of the power storage device preferably has a dominant directional component which is in the radial direction at right angles to the longitudinal axis extends.
  • the direction of travel can also be in a plane that is perpendicular to the longitudinal axis.
  • the at least one power storage device can be moved in a direction that extends at an angle between 90° and 60°, preferably between 90° and 75°, to the longitudinal axis.
  • the at least one power storage device can be moved on a rail arrangement.
  • At least one drive device is preferably provided for moving the at least one power storage device.
  • the at least one drive device designed as an electric motor or having an electric motor is connected in an electrically conductive manner to a control or regulation device for the method of the at least one power storage device.
  • the control and regulation device is part of an attitude control device of the drive stage and/or the launch vehicle. This makes it possible, particularly when falling back to earth, to control or regulate the flight attitude of the drive stage by means of a displacement of the at least one power storage device within the drive stage and thus by means of a shift in the center of mass of the drive stage. Such a shift in the center of mass can also be used to a small extent as part of the control system when the launch vehicle is ascending.
  • the rail arrangements each run radially to the longitudinal axis.
  • the drive stage has several power storage devices.
  • the at least one rail arrangement forms a ring around the longitudinal axis, which is particularly advantageous if only one or two power storage devices are provided.
  • the part of the task aimed at the launch vehicle is solved by a launch vehicle with at least one drive stage according to the invention.
  • the launch vehicle as a whole can also be controlled using the shift in the center of mass in the propulsion stage.
  • a method for controlling a drive stage which is used in particular when the drive stage is free falling, and which is characterized in that the position of the center of mass of the drive stage is changed by displacing at least one power storage device which changes the attitude of the propulsion stage in space and thus the trajectory.
  • a controlled displacement of at least one of the power storage devices is carried out by means of the associated control and regulation device (flight attitude control), in order to thereby shift the center of mass of the drive stage, whereupon the position and, if necessary, also the inclination of the drive stage changes in space. This in turn changes the course of the airflow flowing around the drive stage, which deflects the trajectory of the drive stage.
  • Fig. 1 shows a vertical section through a first embodiment of a drive stage according to the invention along line l-l in Fig. 2 and
  • Fig. 2 shows a horizontal section through the drive stage designed according to the invention along line II-II in Fig. 1.
  • Fig. 1 shows a vertical section through a launch vehicle 1 with a rocket body 2, which has a drive stage 3 and an upper stage 4.
  • the upper stage 4 is essentially formed by a cylindrical housing jacket 40, which is provided with a foldable or hinged conical upper tip 41.
  • a payload space 42 is designed to accommodate a payload N, which is accessible by opening the conical tip 41, so that the payload N can be placed out of the payload space 42 in space.
  • a recoil drive 43 is provided, the outlet nozzle 44 of which is directed downwards and is arranged coaxially to the vertical longitudinal axis Z of the launch vehicle 1.
  • a supply space 45 is provided, in which a plurality of fuel tanks 46, 46 'are arranged, which contain the fuel for the operation of the recoil drive 43 of the upper stage and which are connected via corresponding fuel lines (not shown) to the Recoil drive 43 of the upper stage are connected.
  • the lower region 40 'of the cylindrical housing jacket 40 of the upper stage 4 facing away from the conical tip 41, engages in an adapted cylindrical receiving opening 31 in the top of the housing jacket 30 of the drive stage 3 and is releasably inserted there.
  • the upper stage 4 is connected to the drive stage 3 in such a way that it can be decoupled.
  • the housing jacket 30 of the drive stage 3 has a spherical sector-like shape with a convex lower wall 30 'facing away from the upper stage 4.
  • the reusable first rocket stage of the launch vehicle 1 formed by the propulsion stage 3 has the shape of a flat truncated cone with a convex base, similar to an Apollo capsule.
  • the outer diameter of the drive stage 3 is significantly larger than the outer diameter of the cylindrical upper stage 4. In the example shown, the outer diameter of the drive stage 3 is approximately four times as large as the outer diameter of the upper stage 4.
  • rotor arrangements 33 In its radially outer region, near the largest peripheral edge of the housing jacket 30 of the drive stage 3, several rotor arrangements 33 (FIG. 2) are provided, axially parallel to the longitudinal axis Z of the launch vehicle 1 and spaced apart from one another in the circumferential direction, the respective rotor axis ZR of which runs parallel to the longitudinal axis Z of the launch vehicle 1 .
  • the rotor arrangements 33 lie within the housing casing 30 and are covered by casing sections 30" of the casing casing 30, which can each be moved radially outwards for the operation of the associated rotor arrangement 33 and are thereby essentially parallel between themselves and the remaining central part of the casing casing 30 Release the air duct running along the longitudinal axis Z, in which at least one rotor arrangement is located.
  • casing sections 30" are provided.
  • the housing jacket 30 can have several vertically extending air channels distributed over the circumference of the drive stage 3, in each of which one Rotor arrangement 33 is arranged.
  • the upper openings and the lower openings of the air ducts can be closed in the area of the housing jacket 30 by means of protective flaps.
  • each of these rotor arrangements 33 has an upper rotor 34 and a lower rotor 34 ', which in an operating state driven by the motor to generate a vertical air flow - in the lift direction or in the downforce direction - in the same direction or in opposite directions (depending on the type of respective propeller-like rotor 34, 34 ') can be driven.
  • a plurality of recoil drives 36 are provided in a respective engine compartment, with one recoil drive 36 being assigned to a rotor arrangement 33.
  • the outlet nozzle of the respective recoil drive 36 which forms a thrust nozzle, is directed away from the payload space 42 and opens downwards.
  • the engine compartment which is open downwards during operation of the recoil drives 36, can be closed by at least one protective flap (not shown). In particular, when the reusable drive stage 3 dives back to earth, these protective flaps close the respective engine compartment.
  • a central fuel tank 38 for storing a fuel and an annular fuel tank 38 'for storing an oxidizer for supplying the recoil drives 36 are arranged.
  • a power supply unit 6 is provided between the pairs of rotor arrangements 33 which are adjacent to one another in the circumferential direction in those areas of the drive stage 3 which lie between two circumferentially adjacent casing sections 30" which can be moved radially outwards.
  • the respective power supply unit 6 has a rail arrangement 35 running in the radial direction and inclined to the longitudinal axis Z, on whose at least one rail a movable power storage device 62 is displaceably provided.
  • four power supply units 6 are provided with rail arrangements 35 arranged at a circumferential distance of 90° from one another; However, fewer or more power supply units with corresponding rail arrangements and power supply devices can also be provided.
  • the displaceability of the power storage devices 62 in the displacement direction R is symbolically represented by the double arrows in FIG.
  • Each power supply unit 6 has a drive device, preferably having an electric motor or designed as an electric motor, as a displacement drive 64 for the displacement of the power storage device 62 along the associated rail arrangement 35.
  • the respective displacement drive 64 is designed, for example, as a spindle drive known to those skilled in the art and has a drive motor and a threaded spindle driven by it, into which a spindle nut coupled or firmly connected to the associated power storage device 62 engages.
  • Other translational drives can also be provided for moving the power storage device 62 along the associated rail arrangement 35, for example a linear motor as a translational drive or a toothed belt drive.
  • the displacement drives 64 are electrically connected to a common control or regulation device 60, which controls or regulates the translational displacement of the individual power storage devices 62 and thus causes a displacement of the center of mass of the drive stage 3.
  • the control or regulation device 60 is part of a higher-level flight attitude control or regulation of the drive stage 3 and/or the launch vehicle 1.

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Abstract

Eine Antriebsstufe einer Trägerrakete, insbesondere eine wiederverwendbare Antriebsstufe, mit einem eine Längsachse (Z) aufweisenden Raketenkörper (2), wobei die Antriebsstufe (3) mit zumindest einem vorwiegend parallel zur Längsachse (Z) wirksamen Rückstoßantrieb (36; 36A, 36B) versehen ist, und wobei die Antriebsstufe (3) eine Mehrzahl von Rotoranordnungen (33) aufweist, die jeweils von einem elektrischen Rotorantrieb antreibbar sind, der zumindest einen Elektromotor (33'; 33'A, 33'B) aufweist, der mit zumindest einer Stromspeichereinrichtung (62) zur Versorgung mit elektrischer Energie elektrisch leitend verbunden ist, wobei die zumindest eine Stromspeichereinrichtung (62) innerhalb der Antriebsstufe verlagerbar ist, zeichnet sich dadurch aus, dass die zumindest eine Stromspeichereinrichtung (62) zum Zweck der Verlagerung in einer Richtung (R) verfahrbar ist, die in einer Ebene rechtwinklig zur Längsachse (Z) liegt oder die eine dominante Richtungskomponente aufweist, die sich in Radialrichtung rechtwinklig zur Längsachse (Z) erstreckt.

Description

Antriebsstufe einer Trägerrakete, Trägerrakete und Verfahren zum Steuern einer Antriebsstufe
TECHNISCHES GEBIET
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Antriebsstufe einer Trägerrakete gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 . Insbesondere betrifft die Erfindung eine wiederverwendbare Antriebsstufe. Weiterhin betrifft die Erfindung eine Trägerrakete mit zumindest einer derartigen Antriebsstufe. Schließlich ist die Erfindung auch auf ein Verfahren zum Steuern einer solchen Antriebsstufe gerichtet, das insbesondere bei einem freien Fall der Antriebsstufe angewendet wird.
HINTERGRUND DER ERFINDUNG
Zum Flug in den Weltraum vorgesehene Trägerraketen sind üblicherweise mehrstufig ausgebildet, wobei eine mittels Rückstoßantrieben versehene erste Antriebsstufe die Trägerrakete in die oberen Bereiche der Troposphäre bis in den oberen Bereich der Stratosphäre oder sogar darüber hinaus, etwa auf 50 bis 70 km Höhe, befördert, wo dann eine zweite Antriebsstufe gezündet wird, mit der die Rakete in einen Orbit oder auf eine interplanetare Flugbahn transportiert wird. Die erste Antriebsstufe fällt nach Brennschluss der Triebwerke zurück auf die Erde und die zweite Antriebsstufe verglüht in der Regel beim Wiedereintritt in die Atmosphäre.
Seit einigen Jahren sind erfolgreiche Versuche unternommen worden, mit Rückstoßantrieben versehene erste Antriebsstufen nach Brennschluss wieder kontrolliert landen zu lassen, um sie wiederverwenden zu können. Eine solche Wiederverwendung von Raketenstufen ist aus wirtschaftlichen Gründen anzustreben. Die bisher bekannten wiederverwendbaren Raketenstufen landen mithilfe eines gesteuerten Betriebs ihrer Raketenmotoren und müssen für eine ausreichende Abbremswirkung dieser für den Raketenstart vorgesehenen Rückstoßantriebe beim Rückfall auf die Erde in eine geeignete Position gebracht werden, wozu das Vorsehen von zusätzlichen Steuerdüsen erforderlich ist. Zudem müssen beim Rückfallen auf die Erde (und gegebenenfalls sogar beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre) noch Brennstoffreserven für die geplante Landung vorhanden sein.
STAND DER TECHNIK
Aus der WO 2020 / 094 640 A1 ist eine zweistufige Trägerrakete für den Weltraumflug bekannt, die zusätzlich zu einem Rückstoßantrieb längsseits eines zylindrischen Rumpfes der ersten Stufe mit elektrischen Kanalgebläsen ausgestattet ist, deren Kanal- und Rotationsachse sich orthogonal zur Längsachse der Trägerrakete erstreckt. Diese Gebläse können beim Rücksturz der Stufe zur Erde als Generatoren wirken und die Akkus für die Gebläsemotoren wieder aufladen. Mithilfe der Gebläse erfolgt eine kontrollierte Landung der rückgeführten Stufe.
Das Vorsehen von elektrischen Gebläsen und den zugehörigen Gebläsemotoren zusätzlich zu einem Rückstoßantrieb erhöht die in den Weltraum oder in höhere Atmosphärenschichten zu transportierende Masse und reduziert somit die Nutzlast der Trägerrakete. Eine Steuerung der zur Erde rückstürzenden ersten Stufe ist nicht vorgesehen; erst mit dem Beginn der Landephase, also wenn die Gebläsemotoren zum Landeanflug und zur Landung aktiviert werden, um Auftrieb zu erzeugen, wird die erste Stufe wieder steuerbar.
Die DE 10 2014 010 109 A1 zeigt und beschreibt eine Rakete mit einem in einem zylindrischen Raketenkörper vorgesehenen zentralen Rückstoßantrieb und vier um den Raketenkörper herum angeordnete elektrische Luftschraubenantrieben. Ein elektrischer Energiespeicher im Inneren des zylindrischen Raketenkörpers ist entlang der Achse des Raketenkörpers verschiebbar ausgebildet, um den Schwerpunkt der Rakete entlang der Achse verlagern zu können. Die WO 2017 1021 758 A1 zeigt und beschreibt ein multikopterartiges Trägerluftfahrzeug mit elektrisch angetriebenen Rotoren für eine Rakete, das ausgebildet ist, um die Rakete mittels der Rotoren des Trägerluftfahrzeugs auf ein Niveau von einigen Kilometern Höhe in der Atmosphäre zu bringen, aus dem heraus dann die Rakete gestartet wird. Die elektrische Energie für die Rotoren wird von außerhalb des Trägerluftfahrzeugs über Leitungen vom Boden oder von Begleit- Luftfahrzeugen zugeführt.
DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eine gattungsgemäße Antriebsstufe einer Trägerrakete sowie eine damit ausgestattete Trägerrakete anzugeben, die masseoptimiert ist und die bereits beim Rücksturz zur Erde vor dem Erreichen der Landephase steuerbar ist. Zudem ist es die Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren zum Steuern einer solchen Antriebsstufe anzugeben.
Der auf die Antriebsstufe gerichtete Teil der Aufgabe wird gelöst durch eine Antriebsstufe mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1.
Eine Antriebsstufe einer Trägerrakete, insbesondere eine wiederverwendbare Antriebsstufe, mit einem eine Längsachse aufweisenden Raketenkörper, wobei die Antriebsstufe mit zumindest einem vorwiegend parallel zur Längsachse wirksamen Rückstoßantrieb versehen ist und wobei die Antriebsstufe eine Mehrzahl von Rotoranordnungen aufweist, die jeweils von einem elektrischen Rotorantrieb antreibbar sind, der zumindest einen Elektromotor aufweist, der mit zumindest einer Stromspeichereinrichtung zur Versorgung mit elektrischer Energie elektrisch leitend verbunden ist, und wobei die zumindest eine Stromspeichereinrichtung innerhalb der Antriebsstufe verlagerbar ist, zeichnet sich erfindungsgemäß dadurch aus, dass die zumindest eine Stromspeichereinrichtung zum Zweck der Verlagerung in einer Richtung verfahrbar ist, die in einer Ebene rechtwinklig zur Längsachse liegt oder die eine dominante Richtungskomponente aufweist, die sich in Radialrichtung rechtwinklig zur Längsachse erstreckt. Unter einem Rückstoßantrieb wird hier eine allgemein bekannte Anordnung aus einer Brennkammer und einer starren oder schwenkbaren Schubdüse verstanden und unter einer Rotoranordnung wird eine atmosphärische Luftschraube mit Propellern oder Rotorblättern verstanden, die von einem Rotorantrieb antreibbar ist. Die Stromspeichereinrichtung kann Akkumulatoren und/oder Kondensatoren, zum Beispiel so genannte Superkondensatoren (Supercaps) aufweisen, sie kann aber auch zumindest eine Brennstoffzelle zur Erzeugung von elektrischer Energie aufweisen.
VORTEILE
Die aktiv verlagerbare Anordnung der zumindest einen Stromspeichereinrichtung im Inneren der Antriebsstufe relativ zur Längsachse ermöglicht es, während des Fluges, insbesondere während des an sich passiven Rücksturzes der Antriebsstufe zur Erde, durch aktives Verschieben der Stromspeichereinrichtung den Masseschwerpunkt der Antriebsstufe zu verlagern und dadurch die Fluglage der Antriebsstufe im Raum zu verändern. Eine solche Fluglageänderung, also eine Änderung der Lage und der Ausrichtung der Antriebsstufe im Raum, durch die erfindungsgemäße aktive Schwerpunktverschiebung bewirkt über die dadurch geänderte aerodynamische Anströmung der Antriebsstufe mit Luft eine Veränderung der Flugbahn der Antriebsstufe. Die Antriebsstufe lässt sich also im Flug, insbesondere beim nicht durch Steuerdüsen oder aerodynamische Steuerelemente beeinflussten Rücksturz in und durch die Atmosphäre, durch die aktive Lageveränderung der Masse der zumindest einen Stromspeichereinrichtung, also durch eine aktive Schwerpunktverlagerung, lenken.
Weitere bevorzugte und vorteilhafte Ausgestaltungsmerkmale der erfindungsgemäßen Antriebsstufe sind Gegenstand der Unteransprüche 2 bis 8.
Die Verfahrrichtung der Stromspeichereinrichtung weist bevorzugt eine dominante Richtungskomponente auf, die sich in Radialrichtung rechtwinklig zur Längsachse erstreckt. Die Verfahrrichtung kann auch in einer Ebene liegen, die rechtwinklig zur Längsachse liegt.
Bevorzugter Weise ist die zumindest eine Stromspeichereinrichtung in einer Richtung verfahrbar, die sich in einem Winkel zwischen 90° und 60°, vorzugsweise zwischen 90° und 75°, zur Längsachse erstreckt.
Besonders vorteilhaft ist es, wenn die zumindest eine Stromspeichereinrichtung auf einer Schienenanordnung verfahrbar ist.
Dabei ist vorzugsweise zumindest eine Antriebseinrichtung zum Verfahren der zumindest einen Stromspeichereinrichtung vorgesehen.
Besonders von Vorteil ist dabei, wenn die zumindest eine als Elektromotor ausgebildete oder einen Elektromotor aufweisende Antriebseinrichtung mit einer Steuerungs- oder Regelungseinrichtung für das Verfahren der zumindest einen Stromspeichereinrichtung elektrisch leitend verbunden ist.
Bei einer bevorzugten Weiterbildung der Antriebsstufe ist die Steuerungs- und Regelungseinrichtung Teil einer Fluglageregelungseinrichtung der Antriebsstufe und/oder der Trägerrakete. Hierdurch wird es ermöglicht, insbesondere beim Rücksturz zur Erde, die Fluglage der Antriebsstufe mittels einer Verlagerung der zumindest einen Stromspeichereinrichtung innerhalb der Antriebsstufe und damit mittels einer Masseschwerpunktverlagerung der Antriebsstufe zu kontrollieren oder zu regeln. Auch beim Aufstieg der Trägerrakete kann eine solche Verlagerung des Masseschwerpunktes in geringem Umfang als Teil der Steuerung eingesetzt werden.
Bei einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung, die mit anderen Ausführungsformen kombinierbar ist, verlaufen die Schienenanordnungen jeweils radial zur Längsachse. Diese Variante ist besonders dann vorteilhaft, wenn die Antriebsstufe mehrere Stromspeichereinrichtungen aufweist. Alternativ bildet die zumindest eine Schienenanordnung einen Ring um die Längsachse, was insbesondere dann von Vorteil ist, wenn nur eine oder zwei Stromspeichereinrichtung(en) vorgesehen ist bzw. sind. Es können bevorzugt auch mehrere, beispielsweise zwei, ringförmige Schienenanordnungen, vorzugsweise konzentrisch um die Längsachse, vorgesehen sein, deren jeweilige Stromspeichereinrichtungen sich gleichsinnig oder gegensinnig auf der jeweils zugeordneten ringförmigen Schienenanordnung verfahren lassen.
Der auf die Trägerrakete gerichtete Teil der Aufgabe wird gelöst durch eine Trägerrakete mit zumindest einer erfindungsgemäßen Antriebsstufe. So lässt sich auch die Trägerrakete als Ganzes mithilfe der Masseschwerpunktverlagerung in der Antriebsstufe steuern.
Zur Lösung des auf das Verfahren gerichteten Teils der Aufgabe ist ein Verfahren zum Steuern einer Antriebsstufe vorgesehen, das insbesondere bei einem freien Fall der Antriebsstufe angewendet wird, und das sich dadurch auszeichnet, dass durch Verlagerung von zumindest einer Stromspeichereinrichtung die Lage des Masseschwerpunkts der Antriebsstufe verändert wird, wodurch sich die Fluglage der Antriebsstufe im Raum und damit die Flugbahn ändert. Es wird also während des Fluges der Antriebsstufe oder während des freien Falls der Antriebsstufe mittels der zugeordneten Steuerungs- und Regelungseinrichtung (Fluglageregelung) eine kontrollierte Verlagerung zumindest einer der Stromspeichereinrichtungen durchgeführt, um dadurch den Masseschwerpunkt der Antriebsstufe zu verschieben, woraufhin sich die Lage und gegebenenfalls auch die Neigung der Antriebsstufe im Raum ändert. Das wiederum ändert den Verlauf der die Antriebsstufe umströmenden Luftströmung, wodurch die Flugbahn der Antriebsstufe abgelenkt wird.
Bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung mit zusätzlichen Ausgestaltungsdetails und weiteren Vorteilen sind nachfolgend unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben und erläutert.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN Es zeigt:
Fig. 1 einen Vertikalschnitt durch eine erste Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Antriebsstufe entlang der Linie l-l in Fig. 2 und
Fig. 2 einen Horizontalschnitt durch die erfindungsgemäß ausgebildete Antriebsstufe entlang der Linie ll-ll in Fig. 1.
DARSTELLUNG VON BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN
Fig. 1 zeigt einen vertikalen Schnitt durch eine Trägerrakete 1 mit einem Raketenkörper 2, der eine Antriebsstufe 3 und eine Oberstufe 4 aufweist.
Die Oberstufe 4 ist im Wesentlichen von einem zylindrischen Gehäusemantel 40 gebildet, der mit einer abklappbaren oder aufklappbaren konischen obere Spitze 41 versehen ist. Im oberen Bereich der Oberstufe 4 ist ein Nutzlastraum 42 zur Aufnahme einer Nutzlast N ausgebildet, der durch Aufklappen der konischen Spitze 41 zugänglich ist, so dass die Nutzlast N im Weltraum aus dem Nutzlastraum 42 heraus absetzbar ist.
Im unteren Bereich der Oberstufe 4, also auf der von der konischen Spitze 41 abgewandten Unterseite, ist ein Rückstoßantrieb 43 vorgesehen, dessen Austrittsdüse 44 nach unten gerichtet und koaxial zur vertikalen Längsachse Z der Trägerrakete 1 angeordnet ist. Zwischen dem Rückstoßantrieb 43 und dem Nutzlastraum 42 ist ein Versorgungsraum 45 vorgesehen, in dem eine Mehrzahl von Treibstofftanks 46, 46' angeordnet ist, die die Treibstoffe für den Betrieb des Rückstoßantriebs 43 der Oberstufe enthalten und die über entsprechende (nicht gezeigten) Treibstoffleitungen mit dem Rückstoßantrieb 43 der Oberstufe verbunden sind. Der von der konischen Spitze 41 abgewandte untere Bereich 40' des zylindrischen Gehäusemantels 40 der Oberstufe 4 greift in eine angepasste zylindrische Aufnahmeöffnung 31 in der Oberseite des Gehäusemantels 30 der Antriebstufe 3 ein und ist dort lösbar eingesetzt. Die Oberstufe 4 ist mit der Antriebstufe 3 auf diese Weise entkoppelbar verbunden.
Der Gehäusemantel 30 der Antriebsstufe 3 ist von kugelsektorartiger Gestalt mit einer von der Oberstufe 4 abgewandten konvexen unteren Wand 30'. Die von der Antriebsstufe 3 gebildete wiederverwendbare erste Raketenstufe der Trägerrakete 1 hat dabei die Form eines flachen Kegelstumpfes mit einer konvexen Basis, ähnlich einer Apollokapsel. Der Außendurchmesser der Antriebsstufe 3 ist deutlich größer als der Außendurchmesser der zylindrischen Oberstufe 4. Im gezeigten Beispiel ist der Außendurchmesser der Antriebsstufe 3 etwa viermal so groß wie der Außendurchmesser der Oberstufe 4.
In seinem radial äußeren Bereich, nahe des größten Umfangsrandes des Gehäusemantels 30 der Antriebsstufe 3 sind achsparallel zur Längsachse Z der Trägerrakete 1 in Umfangsrichtung voneinander beabstandet mehrere Rotoranordnungen 33 (Fig. 2) vorgesehen, deren jeweilige Rotorachse ZR parallel zur Längsachse Z der Trägerrakete 1 verläuft. Die Rotoranordnungen 33 liegen innerhalb des Gehäusemantels 30 und sind von Mantelabschnitten 30" des Gehäusemantels 30 abgedeckt, die zum Betrieb der zugeordneten Rotoranordnung 33, jeweils radial nach außen verfahrbar sind und dadurch zwischen sich und dem verbleibenden zentralen Teil des Gehäusemantels 30 einen im Wesentlichen parallel zur Längsachse Z verlaufenden Luftkanal freigeben, in dem jeweils zumindest eine Rotoranordnung liegt. In dem in Fig. 2 gezeigten Beispiel liegt jeweils ein Paar solcher Rotoranordnungen in einem auf diese Weise gebildeten achsparallelen Luftkanal, wobei über den Umfang im Winkel von jeweils 90° zueinander verteilt vier radial nach außen verfahrbare Mantelabschnitte 30" vorgesehen sind.
Alternativ kann der Gehäusemantel 30 über den Umfang der Antriebsstufe 3 verteilt mehrere vertikal verlaufende Luftkanäle aufweisen, in denen jeweils eine Rotoranordnung 33 angeordnet ist. Die oberen Öffnungen und die unteren Öffnungen der Luftkanäle sind dabei im Bereich des Gehäusemantels 30 mittels Schutzklappen verschließbar.
Vorzugsweise sind acht von jeweils einem Rotorantrieb mit einem als Elektromotor ausgebildeten Motor elektrisch antreibbare propellerartige Rotoranordnungen 33 vorgesehen (Fig. 2). Jede dieser Rotoranordnungen 33 weist einen oberen Rotor 34 und einen unteren Rotor 34' auf, die in einem vom Motor angetriebenen Betriebszustand zur Erzeugung eines vertikalen Luftstroms - in Auftriebsrichtung oder in Abtriebsrichtung - gleichsinnig oder gegensinnig (je nach Art des jeweiligen propellerartigen Rotors 34, 34') antreibbar sind.
Radial innerhalb der Rotoranordnungen 33 ist eine Mehrzahl von Rückstoßantrieben 36 in einem jeweiligen Triebwerksraum vorgesehen, wobei jeweils ein Rückstoßantrieb 36 einer Rotoranordnung 33 zugeordnet ist. Die eine Schubdüse bildende Austrittsdüse des jeweiligen Rückstoßantriebs 36 ist vom Nutzlastraum 42 weg gerichtet und mündet nach unten. Der im Betrieb der Rückstoßantriebe 36 nach unten offene Triebwerksraum ist jeweils durch zumindest eine (nicht gezeigte) Schutzklappe verschließbar. Insbesondere bei einem Sturzflug der wiederverwendbaren Antriebsstufe 3 zurück zur Erde verschließen diese Schutzklappen den jeweiligen Triebwerksraum.
In einem zentralen Innenraumbereich 37 radial innerhalb und oberhalb der Triebwerksräume sind ein zentraler Treibstofftank 38 zur Speicherung eines Brennstoffs und ein ringförmiger Treibstofftank 38' zur Speicherung eines Oxidators für die Versorgung der Rückstoßantriebe 36 angeordnet.
Im Wesentlichen radial außerhalb der Rückstoßantriebe 36 ist zwischen den in Umfangsrichtung zueinander benachbarten Paaren von Rotoranordnungen 33 in jenen Bereichen der Antriebsstufe 3, die zwischen zwei in Umfangsrichtung benachbarten radial nach außen verfahrbaren Mantelabschnitten 30" liegen, jeweils eine Stromversorgungseinheit 6 vorgesehen. Die jeweilige Stromversorgungseinheit 6 weist eine in Radialrichtung und zur Längsachse Z geneigt verlaufende Schienenanordnung 35 auf, auf deren zumindest einer Schiene jeweils eine verfahrbare Stromspeichereinrichtung 62 verschiebbar vorgesehen ist. Im gezeigten Beispiel sind vier Stromversorgungseinheiten 6 mit im Umfangsabstand von 90° zueinander angeordneten Schienenanordnungen 35 vorgesehen; es können aber auch weniger oder mehr Stromversorgungseinheiten mit entsprechenden Schienenanordnungen und Stromversorgungseinrichtungen vorgesehen sein. Die Verschiebbarkeit der Stromspeichereinrichtungen 62 in der Verschieberichtung R ist durch die Doppelpfeile in Fig. 1 symbolisch dargestellt.
Jede Stromversorgungseinheit 6 weist eine vorzugsweise einen Elektromotor aufweisende oder als Elektromotor ausgebildete Antriebseinrichtung als Verschiebeantrieb 64 für die Verschiebung der Stromspeichereinrichtung 62 entlang der zugeordneten Schienenanordnung 35 auf. Der jeweilige Verschiebeantrieb 64 ist beispielsweise als dem Fachmann an sich bekannter Spindelantrieb ausgestaltet und weist dazu einen Antriebsmotor und eine von diesem angetriebene Gewindespindel auf, in die eine mit der zugeordneten Stromspeichereinrichtung 62 gekoppelte oder fest verbundene Spindelmutter eingreift. Auch andere Translationsantriebe können zum Verschieben der Stromspeichereinrichtung 62 entlang der zugeordneten Schienenanordnung 35 vorgesehen sein, so beispielsweise auch ein Linearmotor als Translationsantrieb oder ein Zahnriemenantrieb.
Die Verschiebeantriebe 64 sind mit einer gemeinsamen Steuerungs- oder Regelungseinrichtung 60 elektrisch leitend verbunden, die die translatorische Verlagerung der einzelnen Stromspeichereinrichtungen 62 steuert oder regelt und so eine Verlagerung des Masseschwerpunktes der Antriebsstufe 3 bewirkt. Die Steuerungs- oder Regelungseinrichtung 60 ist dazu Teil einer übergeordneten Fluglagesteuerung oder -regelung der Antriebsstufe 3 und/oder der Trägerrakete 1 .
Durch eine Verlagerung von zumindest einer Stromspeichereinrichtung 62 in radialer Richtung - wie im Beispiel der Figuren - oder entlang einer in den Figuren nicht dargestellten ringförmigen Schienenanordnung, die beispielsweise zwischen den Rückstoßantrieben 36 und den Rotoranordnungen 33 konzentrisch um die Längsachse Z angeordnet ist, wird die Lage des Masseschwerpunkts der Antriebsstufe 3 verändert wird, wodurch sich die Fluglage der Antriebsstufe 3 im Raum und damit deren Flugbahn ändert.
Bezugszeichen in den Ansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen dienen lediglich dem besseren Verständnis der Erfindung und sollen den Schutzumfang nicht einschränken.
Bezugszeichenliste
Es bezeichnen:
1 T rägerrakete
2 Raketenkörper
3 Antriebsstufe
4 Oberstufe
6 Stromversorgungseinheit
30 Gehäusemantel der Antriebsstufe
30' konvexe untere Wand
30" Mantelabschnitt
31 zylindrische Aufnahmeöffnung
33 Rotoranordnung
33' Elektromotor
33'A Elektromotor
33'B Elektromotor
34 oberer Rotor
34' unterer Rotor
35 Schienenanordnung
36 Rückstoßantrieb
36A Rückstoßantrieb
36B Rückstoßantrieb
37 zentraler Innenraumbereich
38 zentraler Treibstofftank
38' ringförmiger Treibstofftank
40 zylindrischer Gehäusemantel der Oberstufe
40' unterer Bereich des zylindrischen Gehäusemantels
41 konische obere Spitze
42 Nutzlastraum
43 Rückstoßantrieb der Oberstufe
44 Austrittsdüse 45 Versorgungsraum
46 Treibstofftank
46' Treibstofftank
60 Steuerungs- oder Regelungseinrichtung
62 Stromspeichereinrichtung
64 Verschiebeantrieb
N Nutzlast
R Richtung
Z Längsachse
ZR Rotorachse

Claims

Patentansprüche Antriebsstufe einer Trägerrakete, insbesondere wiederverwendbare Antriebsstufe, mit einem eine Längsachse (Z) aufweisenden Raketenkörper (2), wobei die Antriebsstufe (3) mit zumindest einem vorwiegend parallel zur Längsachse (Z) wirksamen Rückstoßantrieb (36; 36A, 36B) versehen ist, und wobei die Antriebsstufe (3) eine Mehrzahl von Rotoranordnungen (33) aufweist, die jeweils von einem elektrischen Rotorantrieb antreibbar sind, der zumindest einen Elektromotor (33'; 33'A, 33'B) aufweist, der mit zumindest einer Stromspeichereinrichtung (62) zur Versorgung mit elektrischer Energie elektrisch leitend verbunden ist, wobei die zumindest eine Stromspeichereinrichtung (62) innerhalb der Antriebsstufe verlagerbar ist, dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest eine Stromspeichereinrichtung (62) zum Zweck der Verlagerung in einer Richtung (R) verfahrbar ist, die in einer Ebene rechtwinklig zur Längsachse (Z) liegt oder die eine dominante Richtungskomponente aufweist, die sich in Radialrichtung rechtwinklig zur Längsachse (Z) erstreckt. Antriebsstufe nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest eine Stromspeichereinrichtung (62) in einer Richtung (R) verfahrbar ist, die sich in einem Winkel (a) zwischen 90° und 60°, vorzugsweise zwischen 90° und 75°, zur Längsachse (Z) erstreckt. Antriebsstufe nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest eine Stromspeichereinrichtung (62) auf einer Schienenanordnung (35) verfahrbar ist. Antriebsstufe nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest eine Antriebseinrichtung (64) zum Verfahren der zumindest einen Stromspeichereinrichtung (62) vorgesehen ist. Antriebsstufe nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest eine Antriebseinrichtung (64) mit einer Steuerungs- oder Regelungseinrichtung (60) für das Verfahren der zumindest einen Stromspeichereinrichtung (62) elektrisch leitend verbunden ist. Antriebsstufe nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerungs- und Regelungseinrichtung (60) Teil einer Fluglageregelungseinrichtung der Antriebsstufe (3) und/oder der Trägerrakete (1 ) ist. Antriebsstufe nach einem der Ansprüche 3 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Schienenanordnungen (35) jeweils radial zur Längsachse (Z) verlaufen. Antriebsstufe nach einem der Ansprüche 3 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die zumindest eine Schienenanordnung einen Ring um die Längsachse (Z) bildet. Trägerrakete mit zumindest einer Antriebsstufe (3) nach einem der vorhergehenden Ansprüche. Verfahren zum Steuern einer Antriebsstufe nach einem der Ansprüche 1 bis 8, insbesondere bei einem freien Fall der Antriebsstufe, dadurch gekennzeichnet, dass durch Verlagerung von zumindest einer Stromspeichereinrichtung (62) die Lage des Masseschwerpunkts der Antriebsstufe (3) verändert wird, wodurch sich die Fluglage der Antriebsstufe (3) im Raum und damit die Flugbahn ändert.
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