Многоразовая ракета-носитель (варианты)

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.

 

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;

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.



 

Похожие патенты:
Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов. В способе стабилизации углового движения некооперируемого объекта при бесконтактной транспортировке облучают объект пучком ускоренных ионов, регистрируют изображение объекта на плоском экране, управляют направлением ионного пучка до достижения заданного состояния движения объекта.

Изобретение относится к области управления положением объектов в космическом пространстве. Способ перемещения объектов космического мусора с постепенным использованием его вещества в качестве рабочего тела реактивного движителя космическим аппаратом (КА), оснащенным лазерной двигательной установкой и устройством, обеспечивающим сканирование поверхности произвольной формы.

Изобретение относится к управлению относительным движением космического аппарата (КА). Разгрузка управляющих двигателей-маховиков (ДМ) в выбранном канале ориентации осуществляется по двухконтурной схеме.

Группа изобретений относится к средствам и методам выведения, работы на орбите и увода с орбиты автоматических полезных нагрузок (ПН) с помощью беспилотного ракетно-космического комплекса (РКК).

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 ракетно-космической технике. Способ спуска отработанной части (ОЧ) ступени РКН на жидких компонентах ракетного топлива в заданный район падения основан на стабилизации и ориентации ОЧ за счет энергетики невыработанных остатков жидких компонентов ракетного топлива на основе их газификации и подачи в сопла сброса газореактивной системы.

Изобретение относится к межорбитальным маневрам космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с высотой апогея больше высоты геостационарной орбиты (ГСО) и высотой перигея ниже ГСО.

Изобретение относится к управлению работой транспортного космического корабля (ТКК), совершающего рейсы между орбитальной космической станцией (ОКС), находящейся вблизи планеты с атмосферой, и базовой станцией, расположенной, например на Луне.

Группа изобретений относится к управлению движением нежёсткого летательного аппарата (1) с помощью двигателя (2). Пилотирование осуществляется системой управления с измерительным средством (3А), расположенным вблизи заднего конца (1R) аппарата.

Изобретение относится к области управления движением космических аппаратов (КА) с помощью многосопловой реактивной двигательной установки (ДУ). Способ позволяет проводить коррекцию орбиты КА путем приложения результирующего вектора тяги ДУ к его корпусу и включает определение коэффициентов дросселирования для расчета тяги каждого из трех и более сопел двигателя.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) и установленных на нём солнечных батарей (СБ) с осью вращения (Y), перпендикулярной продольной оси (X) КА.

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам поворота блока коррекции в составе космического аппарата (КА), и может быть использовано в аппаратах различных видов, а также в качестве опорно-поворотного устройства для наземных устройств.

Группа изобретений относится к стыковке космических летательных аппаратов. Стыковочная система (500) содержит захватное кольцо (502), приводные узлы (504) и выравнивающие элементы (508).

Изобретение относится к управлению движением вращающейся связки космических аппаратов (КА). Способ включает переориентацию в пространстве маршевой двигательной установки (МДУ), расположенной в центре вращения связки и связанной тросами с КА.

Группа изобретений относится к космической технике. Система для обеспечения выхода в космическое пространство содержит космическую ракету-носитель (РН) с одним или более ракетных двигателей.

Изобретение относится к ионно-плазменному, или ионному электроракетному двигателю, используемому для управляемого перемещения летательных аппаратов в космическом вакууме, в том числе орбитальных спутников.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и летательных аппаратов легче воздуха. Аэростатный ракетно-космический комплекс включает транспортирующий модуль и соединенный с ним посредством узла соединения транспортируемый модуль.

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при проектировании автоматических космических аппаратов (КА) для эксплуатации на околоземных орбитах с негерметичными приборными контейнерами, выполненными из сотопанелей (СП) с применением тепловых труб (ТТ).

Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение живучести и надежности функционирования автономной системы электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к гелиоэнергетике космических аппаратов (КА) с солнечным парусом (СП). Развертываемый СП выполнен из одной или более полос плоской пленки, на которых размещена пленочная солнечная батарея (СБ).

Изобретение относится к области защиты кабельной сети и бортового оборудования от воздействия повышенных токовых нагрузок. Для регулировки тока в качестве резистивного элемента применяется отрезок провода из электропроводного материала с высоким удельным сопротивлением и термостойкой изоляции, входящий в состав питающего кабеля и способный обеспечить высокую мощность рассеяния при работе в импульсных режимах. Сопротивление кабеля, так же как и инициирующего устройства, регулируется путем изменения длины отрезка данного провода при изготовлении кабеля, чтобы его температура не достигала температуры разрушения изоляции. Достигается улучшение массогабаритных характеристик инициирующих устройств, обеспечение возможности регулировки внутреннего сопротивления и потребляемого тока без применения электро-радио изделий, повышение надежности и повышение технологичности инициирующих устройств. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к космическим летательным аппаратам. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель 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.

Наверх