Способ использования многоразовой первой ступени ракеты-носителя

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники. В способ использования многоразовой первой ступени ракеты-носителя для старта и пуска ракеты-носителя, самолет с ракетой-носителем выводят в точку, находящуюся в плоскости ее полета и земная проекция которой отстоит от места приземления многоразовой первой ступени на расстоянии, равном земной проекции активного и пассивного участков траектории полета многоразовой первой ступени. После разделения первой и второй ступеней ракеты многоразовую первую ступень приземляют в заданный район, например космодром, по баллистической траектории. Технический результат изобретения заключается в обеспечении возврата многоразовой первой ступени в заданный район для последующего ее использования и, как следствие, в увеличении массы выводимой полезной нагрузки на орбиту за счет уменьшения резервированного запаса топлива для возвращения и маневра разворота отработавшей многоразовой первой ступени. 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники и может использоваться при создании ракет-носителей, позволяющих приземлить многоразовую первую ступень в заданном районе (например, на космодроме).

Известен способ старта ракеты-носителя с борта самолета-носителя (патент №2359871 с приоритетом от 02.11.2005), где старт ракеты-носителя осуществляется путем десантирования ракеты-носителя из транспортного отсека самолета-носителя, ее стабилизации и последующего запуска маршевых двигателей первой ступени.

Недостатком данного способа старта является применение в составе авиационно-ракетного комплекса ракеты-носителя с первой ступенью однократного применения.

Известен способ возвращения многоразовой первой ступени ракеты-носителя Falcon 9 компании SpaceX, когда ступень после отделения от ракеты, продолжая движение по баллистической траектории производит посадку, используя минимум топлива на торможение и управление, на плавучую морскую платформу и транспортируется на платформе к берегу для использования в следующих пусках (Сайт компании SpaceX www.spacex.com, журнал «Новости космонавтики»).

Недостатками данного способа возвращения являются:

- необходимость наличия коммуникаций (водных акваторий, автомобильных или железных дорог) для доставки многоразовой первой ступени от места приземления до места ее дальнейшего использования;

- фиксированная точка старта, которая накладывает ограничения на характеристики орбиты выводимой полезной нагрузки.

Известен способ возвращения на космодром многоразовой первой ступени с применением ракетно-авиационных модулей (патент №2442727 с приоритетом от 20.09.2010) под названием «Многоразовый ракетно-авиационный модуль и способ его возвращения на космодром». Многоразовые ракетно-авиационные модули (MPAM) являются ракетными ускорителями, образуя первую ступень ракеты-носителя при стыковке своими корпусами со второй ступенью. MPAM имеет корпус с тандемной компоновкой баков и маршевые жидкостные ракетные двигатели. Прямое крыло со сложенными консолями в стартовой конфигурации располагается вдоль корпуса. После отделения MPAM от второй ступени, это крыло поворачивается в рабочее положение перпендикулярно продольной оси корпуса. Из отсека, противоположного отсеку с ЖРД, выдвигается в рабочее положение хвостовое оперение. Выступающие сопла маршевого ЖРД закрываются обтекателем из подвижных защитных створок. В таком виде MP AM выполняет полет к аэродрому посадки (отсеком с ЖРД вперед) с использованием выдвижных (или съемных) воздушно-реактивных двигателей.

Данный способ возвращения имеет ряд недостатков:

- усложнение конструкции первой ступени, обусловленное наличием в составе возвращаемой первой ступени аэродинамического крыла, механизма поворота крыла, дополнительных воздушно-реактивных двигателей, систем приземления.

- необходимость наличия взлетно-посадочной полосы в точке посадки возвращаемой первой ступени;

- уменьшение массы полезной нагрузки ракеты-носителя из-за утяжеления первой ступени механизмами для посадки и возвращения.

Приведенных недостатков частично или полностью позволяет избежать способ возвращения многоразовой первой ступени, основанный на вертикальной посадке отработавшей первой ступени с применением рулевых и маршевых двигателей первой ступени ракеты-носителя (патент №2309089 с приоритетом от 29.03.2006) под названием «Способ возвращения на космодром многоразовой первой ступени ракеты». Данный способ основан на том, что после разделения первой и второй ступеней ракеты повторно включаются рулевые и маршевые двигатели первой ступени и совершается разворот ступени в плоскости тангажа. Затем набирается скорость, необходимая для возвращения ступени на космодром по баллистической траектории. После аэродинамического торможения ступени хвостовой частью вниз вновь включаются рулевые двигатели ступени на расчетной высоте и приводят ступень к точке посадки. При этом вертикальная скорость перед приземлением гасится до величины, близкой к нулю.

В данном способе посадки предполагается возвращать многоразовую первую ступень без дополнительного оснащения ее конструкциями аэродинамического оперения и механизмов его открытия. Посадка осуществляется в ту же точку, откуда осуществлялся старт ракеты-носителя.

Несмотря на это предложенный способ имеет ряд недостатков:

- ухудшение энергетики ракеты-носителя в целом, и как следствие, уменьшение массы выводимой полезной нагрузки, ввиду необходимости резервирования топлива для возвращения ступени в сторону противоположную направлению первоначального движения (приведение отработавшей многоразовой первой ступени в точку посадки, совпадающую с точкой старта);

- стационарная точка старта, которая накладывает ограничения на характеристики орбиты выводимой полезной нагрузки;

- необходимость наличия стартовых сооружений для осуществления старта ракеты-носителя.

Несмотря на указанные недостатки, данное изобретение как наиболее близкий аналог, может быть принято в качестве прототипа. Задачей предлагаемого изобретения является создание технических условий для минимизации затрат, связанных с использованием отработавшей первой ступени, обеспечивающих получение технического результата, состоящего:

- в обеспечении возврата многоразовой первой ступени в заданный район, например космодром;

- в увеличении массы выводимой полезной нагрузки на орбиту за счет уменьшения резервированного запаса топлива на возвращение и маневр разворота отработавшей многоразовой первой ступени для приземления ее в точке старта.

Этот технический результат согласно предлагаемой заявке на изобретение достигается тем, что самолет выбирает точку старта ракеты-носителя с многоразовой первой ступенью таким образом, что точка приземления отработавшей многоразовой первой ступени находится в заданном районе приземления, например на космодроме, по траектории баллистического движения отделившейся многоразовой первой ступени.

Сущность предлагаемого способа поясняется рис. 1, на котором представлена траектория полета многоразовой первой ступени, с указанием участков и точек, характерных для предлагаемого способа:

- пуск ракеты с самолета;

- активный участок траектории при работе 1 ступени;

- разделение 1 и 2 ступеней;

- активный участок траектории при работе 2 ступени;

- пассивный участок траектории 1 ступени;

- приземление 1 ступени.

Самолет с ракетой-носителем поднимается на необходимую высоту в точку, находящуюся в плоскости полета ракеты, и земная проекция которой отстоит от места приземления многоразовой первой ступени на расстоянии, равном земной проекции активного и пассивного участков траектории полета многоразовой первой ступени и осуществляет старт ракеты-носителя с самолета, которая затем стабилизируется и запускает маршевые двигатели первой ступени. По завершении активного участка траектории полета ракеты, при работе двигателей многоразовой первой ступени, происходит разделение 1 и 2 ступеней ракеты и начинается активный участок траектории полета ракеты при работе двигателей второй ступени.

Многоразовая первая ступень начинает движение на пассивном участке траектории, где осуществляется ее разворот в плоскости тангажа для полета хвостовой частью вниз. Затем осуществляется баллистический полет вне атмосферы и аэродинамическое торможение в атмосфере, приведение ступени к точке посадки и гашение скорости перед приземлением до величины, близкой к нулю, за счет тяги двигателей. При этом для осуществления указанных операций требуется минимальный расход ракетного топлива.

Приземлившаяся первая ступень после выполнения необходимых технологических процедур, пригодна к последующему использованию.

Способ использования многоразовой первой ступени ракеты-носителя, содержащий старт ракеты-носителя с самолета, отделение многоразовой первой ступени, отличающийся тем, что для старта ракеты-носителя с самолета и запуска ракеты-носителя, самолет выводят в точку, находящуюся в плоскости ее полета и земная проекция которой отстоит от места приземления многоразовой первой ступени на расстоянии, равном земной проекции активного и пассивного участков траектории полета многоразовой первой ступени, а после разделения 1 и 2 ступеней ракеты многоразовую первую ступень приземляют в заданный район, например космодром, по баллистической траектории.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике, а именно к посадочным устройствам космических кораблей. Посадочное устройство содержит посадочные опоры, каждая из которых включает центральную стойку, сотовый энергопоглотитель и узел крепления к корпусу космического корабля, телескопический шток с механизмом выдвижения, опорную тарель, шарнирно связанную с телескопическим штоком, два троса и раздвижной упор.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Способ включает выведение космоплана и размещенного на нем гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) с полезной нагрузкой (ПН) на орбиту дежурства.

Изобретение относится к посадочным устройствам. Посадочное устройство космического корабля (КК) содержит посадочные опоры, каждая из которых включает центральную стойку, имеющую главный цилиндр с сотовым энергопоглотителем, и узел крепления к корпусу КК, телескопический шток и механизм выдвижения телескопического штока, опорную тарель, шарнирно связанную с телескопическим штоком, датчик угла поворота, датчик выдвижения штока, два троса и раздвижной упор, шток которого соединен с главным цилиндром, а корпус - с поперечной балкой.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет-носителей (РН) при их движении по траектории спуска. Спуск ОЧ РН на жидких компонентах топлива в заданный район падения основан на стабилизации ОЧ, ориентации и управляемом движении ОЧ за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в двигательную установку.

Группа изобретений относится к методам и средствам доставки полезных грузов (ПГ) в космос и их возвращения на поверхность небесного тела. ПГ в виде кольцевых или панельных космических электростанций, радиотелескопов с решетчатой (сетчатой) поверхностью и т.п.

Группа изобретений относится к методам и средствам доставки негабаритных грузов (НГ) в космос и их возвращения на поверхность небесного тела. Выводимый НГ опоясывают ступенями носителей торообразной формы, повторяющей очертания НГ.

Изобретение относится к области космической техники, касается средств для увода объектов, находящихся на орбитах искусственных спутников Земли, и погружения их в атмосферу.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере. Способ включает изменение аэродинамического качества КА, обеспечивающее его посадку в заданную область поверхности планеты.

Изобретение относится к управлению подготовкой и осуществлением спуска космического аппарата (КА). Способ включает построение требуемой для проведения наблюдений ориентации КА, определение остатка топлива на борту КА, а также орбиты спуска, проходящей максимальное число раз над заданными наземными пунктами и отвечающей требованиям светотеневой обстановки на орбите КА и в этих пунктах.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для снижения площадей районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН).

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Способ включает выведение космоплана и размещенного на нем гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) с полезной нагрузкой (ПН) на орбиту дежурства.

Группа изобретений относится к построению и управлению космическими аппаратами на орбитах ИСЗ. Система включает в себя орбитальную станцию, целевые (ЦМ) и обеспечивающие модули на компланарных орбитах.

Предлагаемое техническое решение относится к ракетной технике, а именно к способам осуществления разгона ракет-носителей на активных участках их траекторий. При разгоне ракеты-носителя на активном участке ее траектории производят постоянное удаление становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива и излишних частей несущих элементов конструкции ракеты-носителя и сбрасывают их во внешнее пространство.

Группа изобретений относится к методам и средствам доставки негабаритных грузов (НГ) в космос и их возвращения на поверхность небесного тела. Выводимый НГ опоясывают ступенями носителей торообразной формы, повторяющей очертания НГ.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космический систем. Возвращаемая ступень РН содержит фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья, по меньшей мере один ЖРД и не менее двух рулевых двигателей.

Группа изобретений относится к многоразовым возвращаемым ракетно-космическим системам, способным совершать пилотируемый полет в атмосфере. Возвращаемая ступень ракеты-носителя содержит фюзеляж, баки окислителя и горючего, крылья и по меньшей мере один ЖРД и не менее двух рулевых двигателей.

Группа изобретений относится к многоразовым возвращаемым ракетно-космическим системам, способным совершать пилотируемый полет в атмосфере. Способ работы возвращаемой ступени ракеты-носителя включает ее разгон на активном участке траектории при помощи ЖРД, управление при помощи рулевых камер и возвращение при помощи двух ГТД.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для многоразовых возвращаемых ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Группа изобретений относится к ракетной технике и может быть применена для многоразовых возвращаемых ракетно-космический систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения лёгкого класса (РКН ЛК). РКН ЛК на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям с определенным составом, весогабаритными и техническими параметрами, необходимыми для осуществления авиационной транспортировки полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН ЛК, содержит спасаемые ракетный блок или двигательную установку первой ступени, воздушно-космическую парашютную систему.

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники. В способ использования многоразовой первой ступени ракеты-носителя для старта и пуска ракеты-носителя, самолет с ракетой-носителем выводят в точку, находящуюся в плоскости ее полета и земная проекция которой отстоит от места приземления многоразовой первой ступени на расстоянии, равном земной проекции активного и пассивного участков траектории полета многоразовой первой ступени. После разделения первой и второй ступеней ракеты многоразовую первую ступень приземляют в заданный район, например космодром, по баллистической траектории. Технический результат изобретения заключается в обеспечении возврата многоразовой первой ступени в заданный район для последующего ее использования и, как следствие, в увеличении массы выводимой полезной нагрузки на орбиту за счет уменьшения резервированного запаса топлива для возвращения и маневра разворота отработавшей многоразовой первой ступени. 1 ил.

Наверх