RU2790569C1 - Reusable first stage of the launch vehicle - Google Patents

Abstract

FIELD: rocket and space technology.

SUBSTANCE: invention relates to the field of rocket and space technology, in particular, to solving the problem of creating and operating a reusable launch first stage of a light-class launch vehicle for launching automatic spacecraft into low and medium orbits. The reusable first stage of the launch vehicle contains six aircraft turbojet engines with afterburners mounted at equal angular intervals on the inner power body of the annular section, divided in height into three compartments, in which, from top to bottom, there are compactly stacked brake parachutes, a control system with a power supply and a fuel tank, and from the outside the engines it partially covers an external annular power housing rigidly connected to the inner housing, in which there are two compactly stacked inflatable shock absorbers, containers with compressed helium and gas equipment. Its fuel tank contains fuel necessary for the engines to operate only in landing mode.

EFFECT: present invention enables to increases the strength of the structure during operation.

3 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, в частности, к решению проблемы создания и эксплуатации многоразовой стартовой первой ступени ракеты-носителя (РН) легкого класса для вывода автоматических космических аппаратов на низкие и средние орбиты. Непрерывное повышение производительности и снижение массогабаритных показателей космических аппаратов обуславливает относительное увеличение доли запусков РН легкого класса (РНЛК), что повышает требования к экологическим и экономическим показателям ракет и диктует необходимость многократного использования наиболее дорогостоящих узлов.The invention relates to the field of rocket and space technology, in particular, to solving the problem of creating and operating a reusable launch first stage of a light class launch vehicle (LV) for launching automatic spacecraft into low and medium orbits. The continuous increase in productivity and reduction in the weight and size indicators of spacecraft causes a relative increase in the share of launches of light-class launch vehicles (RNLC), which increases the requirements for environmental and economic performance of rockets and dictates the need for reuse of the most expensive units.

Конструирование многоступенчатых РН имеет надежную теоретическую основу, изложенную в [1-3] и других источниках, апробированную в многочисленных реальных отечественных и зарубежных конструкциях, выполнивших к настоящему времени сотни полетов. Постоянное возрастание количества стартов транспортных РНЛК обуславливает ужесточение технико-экономических и экологических требований к ним, в первую очередь, к их стартовым первым ступеням. В этой связи в заявляемом устройстве решались задачи: обеспечения безопасного возврата стартовой ступени и ее многоразового использования; отказа от использования в двигательной установке (ДУ) стартовой ступени токсичных высококипящих компонентов топлива - несимметричного диметилгидразина (НДМГ) как горючего и азотного тетраоксида (AT) как окислителя, взамен которых используются керосин как горючее и кислород воздуха как окислитель.The design of multistage launch vehicles has a reliable theoretical basis, set out in [1-3] and other sources, tested in numerous real domestic and foreign designs that have completed hundreds of flights to date. The constant increase in the number of launches of transport RNLCs causes the tightening of technical, economic and environmental requirements for them, primarily for their starting first stages. In this regard, the claimed device solved the following tasks: ensuring the safe return of the starting stage and its reusable use; refusal to use toxic high-boiling fuel components in the propulsion system (PS) - asymmetric dimethylhydrazine (UDMH) as a fuel and nitrogen tetroxide (AT) as an oxidizer, instead of which kerosene is used as a fuel and air oxygen as an oxidizer.

Сравнительный анализ способов возвращения первых ступеней РН для их повторного использования подробно изложен в работе [4].A comparative analysis of the ways to return the first stages of the launch vehicle for their reuse is described in detail in [4].

Известен способ возвращения многоразовой первой ступени ракеты-носителя Falcon 9, 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» https://www.spacex.com/). Недостатками данного способа возвращения являются:There is a known method for returning the reusable first stage of the Falcon 9 launch vehicle, when the stage, after separation from the rocket, continuing to move along a ballistic trajectory, lands on a floating offshore platform using a minimum of fuel for braking and control and is transported on the platform to the shore for use in the next launches (SpaceX website https://www.spacex.com/). The disadvantages of this return method are:

- сложность инфраструктуры приземления ступени, необходимость наличия коммуникаций (водных акваторий, автомобильных или железных дорог, мощного грузоподъемного оборудования) для доставки многоразовой первой ступени от места приземления до места ее дальнейшего использования;- the complexity of the stage landing infrastructure, the need for communications (water areas, roads or railways, powerful lifting equipment) to deliver the reusable first stage from the landing site to the place of its further use;

- фиксированная точка старта, накладывющая ограничения на характеристики орбиты выводимой полезной нагрузки).- a fixed starting point, which imposes restrictions on the characteristics of the orbit of the output payload).

Известна РН с возвращаемой ступенью, патент RU2495799 (опубл. 20.10.2013 г.), с многоразовым возвращаемым ракетным блоком, содержащим фюзеляж, крыло с двумя консолями и блоками газотурбинных двигателей управления. При возвращении ступени газотурбинные двигатели запускают на высоте 15000-20000 м. Полет до этой высоты полностью неуправляемый. Недостатком этого технического решения является низкое аэродинамическое качество фюзеляжа возвращаемой первой ступени из-за размещения газотурбинных двигателей на консолях крыльев, для передачи реактивной тяги и управляющего момента. Это приводит к неоправданному ухудшению характеристик РН при старте. Кроме того, имеется сложная система управления по углам тангажа, рыскания и крена. В целом данное решение характеризуется чрезмерной избыточностью аэродинамических и массогабаритных качеств первой ступени РН.Known launch vehicle with a returnable stage, patent RU2495799 (publ. 20.10.2013), with a reusable returnable rocket unit containing a fuselage, a wing with two consoles and blocks of gas turbine control engines. When the stage returns, gas turbine engines are launched at an altitude of 15000-20000 m. The flight to this altitude is completely uncontrollable. The disadvantage of this technical solution is the low aerodynamic quality of the fuselage of the returned first stage due to the placement of gas turbine engines on the wing consoles to transmit jet thrust and control torque. This leads to an unjustified deterioration in the characteristics of the launch vehicle at launch. In addition, there is a complex control system for pitch, yaw and roll angles. In general, this solution is characterized by excessive redundancy of the aerodynamic and weight and size qualities of the first stage of the launch vehicle.

Известна «Ракета космического назначения легкого класса с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям и многоразовой первой ступенью», патент RU2571890 с приоритетом от 28.05.2014 г. РН обеспечивает выведение космических аппаратов легкого и сверхлегкого класса на круговые орбиты с высотой от 200 до 1500 км. Изобретение направлено на решение задачи многократного использования ракетного блока первой ступени. При ее организованном спуске используются воздушно-космическая парашютная система и вертолетный подхват или мягкая посадка с маневрированием (патенты RU 113240 U1 и RU 2495802 С2 с приоритетом от 17.03.2011 г.).Known for "Light-class space rocket with a high degree of factory readiness for launch operations and a reusable first stage", patent RU2571890 with priority dated 05/28/2014. . The invention is aimed at solving the problem of multiple use of the first stage rocket block. During its organized descent, an aerospace parachute system and a helicopter pick-up or soft landing with maneuvering are used (patents RU 113240 U1 and RU 2495802 C2 with priority dated 17.03.2011).

Недостатком данного решения является многовариантность снижения скорости на конечном этапе спуска ступени, что приводит к неоправданному увеличению ее массогабаритных показателей. Кроме того, как и в других рассмотренных технических решениях, применен ракетный старт РНЛК, при котором не используются энергетические резервы кислорода воздуха в качестве окислителя, и это ухудшает массогабаритные, энергетические и экологические характеристики первой ступени.The disadvantage of this solution is the multivariate speed reduction at the final stage of the stage descent, which leads to an unjustified increase in its weight and size. In addition, as in other considered technical solutions, the RNLC rocket launch was used, which does not use the energy reserves of air oxygen as an oxidizer, and this worsens the weight, size, energy and environmental characteristics of the first stage.

Известен способ старта ракеты-носителя с борта самолета-носителя (патент RU2359871 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.There is a known method of launching a launch vehicle from a carrier aircraft (patent RU2359871 with priority dated 02.11.2005), where the launch of the launch vehicle is carried out by landing the launch vehicle from the transport compartment of the carrier aircraft, stabilizing it and then starting the main engines of the first stage.

Недостатком данного способа старта является применение в составе авиационно-ракетного комплекса ракеты-носителя с первой ступенью однократного применения и существенные ограничения по массогабаритным показателям РН и применяемому топливу.The disadvantage of this launch method is the use of a launch vehicle with the first stage of a single use as part of the aviation missile system and significant restrictions on the weight and size parameters of the launch vehicle and the fuel used.

Известны технические решения, использованные при разработке авиационно-ракетного комплекса «Свитязь» (https://inruture.ru/article/3948). На самолет-носитель «Мрия» Ан-225-100 или Ан-325 устанавливается специальное оборудование для крепления над фюзеляжем РН «Свитязь», созданной на базе РН «Зенит». Стартовое оборудование и персонал для осуществления пуска размещаются в самолете. Данная концепция является продолжением проекта «Мрия» - «Буран», и обе не получили практического воплощения вследствие чрезвычайно высоких финансовых затрат, не соответствующих поставленным задачам. Однако концепция переноса ракетного старта с земной или водной поверхности на высоту не менее 15000 м и применение на начальном этапе авиационного старта с использованием кислорода воздуха в качестве окислителя сегодня наиболее конкурентна по сравнительным энергетическим и экологическим показателям. Обеспечивая при этом возврат стартовой авиационной ступени и ее многократное использование, решается комплексная задача снижения стоимости доставки груза на орбиту при одновременном улучшении экологических показателей РН.The technical solutions used in the development of the Svityaz air and missile system are known (https://inruture.ru/article/3948). Special equipment is installed on the Mriya An-225-100 or An-325 carrier aircraft for mounting the Svityaz launch vehicle above the fuselage, created on the basis of the Zenit launch vehicle. Launch equipment and personnel for launching are located in the aircraft. This concept is a continuation of the project "Mriya" - "Buran", and both have not received practical implementation due to extremely high financial costs that do not correspond to the tasks set. However, the concept of transferring a rocket launch from the earth or water surface to a height of at least 15,000 m and the use of an air launch at the initial stage using atmospheric oxygen as an oxidizing agent is today the most competitive in terms of comparative energy and environmental indicators. At the same time, ensuring the return of the launch aviation stage and its repeated use, the complex task of reducing the cost of delivering cargo to orbit while improving the environmental performance of the launch vehicle is being solved.

В заявляемом объекте за исходный модуль принята освоенная производством РНЛК, например, «Рокот» [5], состоящая из 3-х ступеней. Первые две ступени представляют собой блок ускорителей, в качестве третьей ступени используется разгонный блок «Бриз-КМ». Двигатели всех ступеней работают на НДМГ (горючее) и AT (окислитель). Стартовая масса РН «Рокот» составляет 108000 кг.In the claimed object, the RNLC mastered by the production, for example, Rokot [5], consisting of 3 stages, was taken as the initial module. The first two stages are an accelerator block, the Breeze-KM upper stage is used as the third stage. Engines of all stages run on UDMH (fuel) and AT (oxidizer). The launch weight of the Rokot launch vehicle is 108,000 kg.

На прилагаемом рисунке поясняется принцип работы заявляемого объекта: на фигурах а) и б) показана компоновка РН при старте, а на фигурах в) и г) - первая ступень непосредственно перед приземлением. Первая ступень 2 исходной РН с соответствующей доработкой в нашей конструкции становится второй ступенью, а вторая ступень 1 и разгонный блок - соответственно третьей и четвертой.The attached figure explains the principle of operation of the claimed object: figures a) and b) show the layout of the launch vehicle at launch, and figures c) and d) show the first stage immediately before landing. The first stage 2 of the original launch vehicle with the corresponding modification in our design becomes the second stage, and the second stage 1 and the booster block become the third and fourth, respectively.

На ступень 2 с внешней стороны монтируется стартовая первая ступень 3, частично охватывая ее своим внутренним силовым корпусом 4 кольцевого сечения таким образом, чтобы сопла двигателей 7 ступени 2 находились в его внутреннем пространстве. Корпус 4 разделен по высоте на три отсека, в которых, сверху вниз, находятся компактно уложенные тормозные парашюты, система управления с блоком питания и топливный бак. Для уменьшения массы первой ступени 3 ее топливный бак содержит горючее, необходимое для работы двигателей только в режиме посадки, а бак первой ступени с горючим для старта находится во второй ступени. Горючее, оставшееся в баке после отделения первой ступени, используется двигательной установкой второй ступени с ее штатным окислителем. Для обеспечения краткосрочной одновременной работы двигателей первой и второй ступеней в момент их разделения внутренняя поверхность внутреннего корпуса 4 выполняется из жаропрочного материала, а для обеспечения отделения первой ступени и снижения ее скорости в момент отпирания фиксирующих замков нижняя часть внутренней поверхности имеет форму усеченного конуса с углом наклона его образующей к продольной оси не менее 12°.Starting first stage 3 is mounted on stage 2 from the outside, partially enclosing it with its internal power housing 4 of an annular section so that engine nozzles 7 of stage 2 are in its internal space. Hull 4 is divided in height into three compartments, in which, from top to bottom, there are compactly packed brake parachutes, a control system with a power supply unit and a fuel tank. To reduce the mass of the first stage 3, its fuel tank contains the fuel necessary for the operation of the engines only in the landing mode, and the first stage tank with fuel for launch is located in the second stage. The fuel remaining in the tank after the separation of the first stage is used by the second stage propulsion system with its standard oxidizer. To ensure short-term simultaneous operation of the engines of the first and second stages at the moment of their separation, the inner surface of the inner casing 4 is made of heat-resistant material, and to ensure the separation of the first stage and reduce its speed at the moment of unlocking the locking locks, the lower part of the inner surface has the shape of a truncated cone with an angle of inclination its generatrix to the longitudinal axis is not less than 12°.

На внешней стороне внутреннего корпуса 4 через равные угловые промежутки установлены шесть турбореактивных двухконтурных двигателей 5 с форсажными камерами, например, облегченные Р579-300 без функции управляемого вектора тяги, с тягой на форсажном режиме 21000-23000 кгс (https://www.aviaport.ru/digest/2021/10/08/692275.html) и, соответственно, суммарной стартовой тягой ступени от 126000 кгс.On the outer side of the inner body 4, six turbojet bypass engines 5 with afterburners are installed at equal angular intervals, for example, lightweight P579-300 without the function of a controlled thrust vector, with an afterburner thrust of 21000-23000 kgf (https://www.aviaport. ru/digest/2021/10/08/692275.html) and, accordingly, the total starting thrust of the stage from 126000 kgf.

С наружной стороны двигательной установки смонтирован жестко связанный с внутренним корпусом внешний силовой корпус 6 кольцевого сечения, в котором находятся два компактно уложенных надувных секционированных амортизатора, два баллона со сжатым гелием и газовая аппаратура для быстрого наполнения амортизаторов.On the outer side of the propulsion system, an external power housing 6 of an annular section, rigidly connected to the inner case, is mounted, in which there are two compactly stacked inflatable sectional shock absorbers, two compressed helium cylinders and gas equipment for quick filling of shock absorbers.

На высоте 20000 м первая ступень отделяется и переходит в режим управляемого спуска и мягкой посадки. Высота 20000 м является условной и уточняется. Критерием для начала отделения ступени является снижение до нуля величины ускорения подъема РН.At an altitude of 20,000 m, the first stage separates and enters the controlled descent and soft landing mode. The height of 20,000 m is conditional and is being specified. The criterion for the start of stage separation is the reduction to zero of the acceleration of the rise of the launch vehicle.

После отделения и инерционного движения вверх по баллистической траектории начинается свободное падение стартовой ступени. Правильная вертикальная ориентация ступени, соплами ДУ вниз, конструктивно обеспечивается низким положением ее центра тяжести. В этот момент раскрываются парашюты 8, сохраняющие вертикальную ориентацию спускаемой ступени и частично выполняющие функцию торможения. В режиме малой тяги продолжает работать двигательная установка, обеспечивая необходимую скорость на различных участках спуска. Работающими остаются только три двигателя, образующие равносторонний треугольник.After separation and inertial movement upward along the ballistic trajectory, the free fall of the starting stage begins. The correct vertical orientation of the stage, with the nozzles down, is structurally ensured by the low position of its center of gravity. At this moment, parachutes 8 open, maintaining the vertical orientation of the descent stage and partially performing the braking function. In the low thrust mode, the propulsion system continues to operate, providing the necessary speed in various sections of the descent. Only three engines remain working, forming an equilateral triangle.

Непосредственно перед приземлением сжатым гелием из баллонов до абсолютного давления около 1, 25 Бар наполняются секционированные надувные амортизаторы 9 (на фигурах в) и г) показаны с вырывом), основной функцией которых является защита двигателей и других узлов, в том числе при возможном боковом опрокидывании спускаемой ступени в условиях приземления на неровный участок. Для выполнения этого условия длина образующей надувного амортизатора не менее, чем на 0, 8 м симметрично превышает ее продольный габарит. Для реализации возможной посадки на воду суммарный расчетный объем амортизаторов должен обеспечить плавучесть ступени. Методы расчета и технические решения для надувных амортизаторов (внешних подушек безопасности) при соударении массивных объектов изложены в работах [6, 7].Immediately before landing, compressed helium from cylinders to an absolute pressure of about 1.25 bar is filled with sectional inflatable shock absorbers 9 (in figures c) and d) shown with a tear), the main function of which is to protect engines and other components, including with a possible lateral rollover descent stage under conditions of landing on an uneven area. To fulfill this condition, the length of the generatrix of the inflatable shock absorber is not less than 0.8 m symmetrically exceeds its longitudinal dimension. To implement a possible landing on water, the total estimated volume of shock absorbers must ensure the buoyancy of the stage. Calculation methods and technical solutions for inflatable shock absorbers (external airbags) in the event of a collision with massive objects are described in [6, 7].

Собственная масса ступени составляет около 18000 кг. При произвольном месте посадки универсальным средством ее эвакуации на внешней подвеске является грузовой вертолет Ми-26, имеющий грузоподъемность 20000 кгс. Этот показатель, максимальный в современной мировой практике, в настоящее время накладывает ограничение на массу заявляемого объекта, в первую очередь, на количество двигателей.The dead weight of the stage is about 18,000 kg. With an arbitrary landing site, the universal means of evacuating it on an external sling is the Mi-26 cargo helicopter, which has a carrying capacity of 20,000 kgf. This indicator, the maximum in modern world practice, currently imposes a limit on the mass of the claimed object, primarily on the number of engines.

Оценочный расчет динамических показателей, обеспечиваемых первой ступенью при стартовой массе ракеты 110000 кг и тяге 126000 кгс:Estimated calculation of dynamic performance provided by the first stage with a launch mass of 110,000 kg and a thrust of 126,000 kgf:

- ускорение - 1,9 м/с²;- acceleration - 1.9 m / s ² ;

- время подъема на высоту 20000 м - 160 с;- time of ascent to a height of 20,000 m - 160 s;

- скорость ракеты на высоте 20000 м - 250 м/с (900 км/ч).- rocket speed at an altitude of 20,000 m - 250 m / s (900 km / h).

Управление системами заявляемого объекта в течение всего рабочего цикла осуществляется со стационарного командного пункта.The control of the systems of the claimed object during the entire working cycle is carried out from a stationary command post.

Заявляемая многоразовая первая ступень ракеты-носителя обладает следующими преимуществами:The inventive reusable first stage of the launch vehicle has the following advantages:

- улучшение массовых, энергетических и экологических характеристик при использовании авиационного старта за счет использования кислорода воздуха в качестве окислителя;- improvement of mass, energy and environmental characteristics when using an air launch due to the use of atmospheric oxygen as an oxidizing agent;

- включение ракетной ступени с использованием токсичных высококипящих компонентов топлива на большой высоте при значительной накопленной кинетической энергии РН;- inclusion of a rocket stage using toxic high-boiling fuel components at high altitude with a significant accumulated kinetic energy of the launch vehicle;

- осуществление посадки ступени на не подготовленную твердую поверхность или на воду;- implementation of the stage landing on an unprepared hard surface or on water;

- наличие эффективных средств эвакуации ступени после ее посадки;- availability of effective means of stage evacuation after its landing;

- обеспечение многоразового использования ступени;- ensuring the reusable use of the stage;

- увеличение массы полезного груза и снижение стоимости его доставки на орбиту.- an increase in the mass of the payload and a decrease in the cost of its delivery to orbit.

Источники информации:Information sources:

1. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы) [Текст]. Учебник для технических вузов / В.П. Мишин, В.К. Безвербый, Б.М. Панкратов [и др.]; под ред. A.M. Матвеенко и О.М. Алифанова. - М.: Машиностроение, 2005. - 375 с.1. Fundamentals of aircraft design (transport systems) [Text]. Textbook for technical universities / V.P. Mishin, V.K. Bezverby, B.M. Pankratov [and others]; ed. A.M. Matveenko and O.M. Alifanov. - M.: Mashinostroenie, 2005. - 375 p.

2. Куренков В.И. Конструкция и проектирование изделий ракетно-космической техники. Часть 2. Основы проектирования ракет-носителей [Электронный ресурс]: электрон, учеб. пособие / В.И. Куренков; Самар. гос. аэрокосм, ун-т им. С.П. Королева (нац. исслед. ун-т). - Электрон, текстовые и граф. дан. (5,6 Мбайт). - Самара, 2012. - 1 эл. опт. диск (CD-ROM); https://docplaver.com/30155365-V-i-kurenkov-konstrukciya-i-proektirovanie-izdeliv-raketno-kosmicheskov-tehniki-chast-2-osnovy-proektirovaniya-raket-nositeley.html.2. Kurenkov V.I. Construction and design of products of rocket and space technology. Part 2. Fundamentals of designing launch vehicles [Electronic resource]: electron, textbook. allowance / V.I. Kurenkov; Samar. state aerospace, un-t im. S.P. Queen (National Research University). - Electron, text and graph. Dan. (5.6 MB). - Samara, 2012. - 1 email. opt. disk (CD-ROM); https://docplaver.com/30155365-V-i-kurenkov-konstrukciya-i-proektirovanie-izdeliv-raketno-kosmicheskov-tehniki-chast-2-osnovy-proektirovaniya-raket-nositeley.html.

3. Куренков В.И. Основы проектирования ракет-носителей. Выбор основных проектных характеристик и формирование конструктивного облика. [Текст] / В.И. Куренков. Под ред. А.Н. Кирилина. - Самара: СГАУ. 2011.-458 с. 3. Kurenkov V.I. Fundamentals of designing launch vehicles. The choice of the main design characteristics and the formation of a constructive appearance. [Text] / V.I. Kurenkov. Ed. A.N. Kirilina. - Samara: SSAU. 2011.-458 p.

4. Тимофеев П.М. Сравнение методов возвращения первой ступени многоразовой ракеты / П.М. Тимофеев // Труды МАИ. - Выпуск №113. -2020. - https://readera.org/trudy-mai/2020-113.4. Timofeev P.M. Comparison of methods for returning the first stage of a reusable rocket / P.M. Timofeev // Proceedings of the MAI. - Issue #113. -2020. - https://readera.org/trudy-mai/2020-113.

5. Ракета-носитель «Рокот» // https://www.arms-expo.ru/articles/armed-forces/rokot-14a05-raketa-nositel-legkogo-klassa-/.5. Launch vehicle "Rokot" // https://www.arms-expo.ru/articles/armed-forces/rokot-14a05-raketa-nositel-legkogo-klassa-/.

6. Щурин К.В. Исследование динамических характеристик транспортных средств при ударе через внешнюю подушку безопасности / К.В. Щурин, Н.А. Морозов, Ю.Л. Власов // «Наука и техника транспорта» -№4.-2014.-С.67-71.6. Shchurin K.V. Investigation of the dynamic characteristics of vehicles upon impact through an external airbag / K.V. Shchurin, N.A. Morozov, Yu.L. Vlasov // "Science and technology of transport" - No. 4.-2014.-P.67-71.

7. Патент 2499699 РФ, МПК B60R 21/36 (2011.01) i. Система пассивной безопасности локомотива / К.В. Щурин, В.Т. Исайчев. Приоритет изобретения 26.07.2012; опубл. 27.11.2013. Бюл. №33.7. Patent 2499699 RF, IPC B60R 21/36 (2011.01) i. Locomotive passive safety system / K.V. Shchurin, V.T. Isaichev. Invention priority 07/26/2012; publ. 11/27/2013. Bull. No. 33.

Claims (3)

1. Многоразовая первая ступень ракеты-носителя, включающая не менее шести авиационных турбореактивных двигателей с форсажными камерами, смонтированных через равные угловые промежутки на внутреннем силовом корпусе кольцевого сечения, разделенном по высоте на три отсека, в которых, сверху вниз, находятся компактно уложенные тормозные парашюты, система управления с блоком питания и топливный бак, а с внешней стороны двигатели частично охватывает жестко связанный с внутренним корпусом внешний силовой корпус кольцевого сечения, в котором находятся два компактно уложенных надувных амортизатора, емкости со сжатым гелием и газовая аппаратура, при этом ее топливный бак содержит горючее, необходимое для работы двигателей только в режиме посадки.1. Reusable first stage of the launch vehicle, including at least six aircraft turbojet engines with afterburners, mounted at regular angular intervals on the inner power housing of the annular section, divided by height into three compartments, in which, from top to bottom, there are compactly stacked braking parachutes , a control system with a power supply unit and a fuel tank, and from the outside, the engines are partially enclosed by an annular external power body rigidly connected to the inner case, in which there are two compactly stacked inflatable shock absorbers, containers with compressed helium and gas equipment, while its fuel tank contains the fuel needed to run the engines in landing mode only. 2. Многоразовая первая ступень по п. 1, отличающаяся тем, что поверхность внутреннего корпуса выполнена с возможностью частичного охватывания корпуса второй ступени, а нижняя часть внутренней поверхности имеет форму усеченного конуса с углом наклона его образующей к продольной оси не менее 12°.2. Reusable first stage according to claim 1, characterized in that the surface of the inner housing is made with the possibility of partially enveloping the second stage housing, and the lower part of the inner surface has the shape of a truncated cone with an inclination angle of its generatrix to the longitudinal axis of at least 12°. 3. Многоразовая первая ступень по п. 1, отличающаяся тем, что длина образующей надувного амортизатора не менее чем на 0,8 м симметрично превышает ее продольный габарит, а расчетный объем амортизаторов определяется с учетом обеспечения плавучести ступени при посадке на воду.3. The reusable first stage according to claim 1, characterized in that the length of the generatrix of the inflatable shock absorber is at least 0.8 m symmetrically greater than its longitudinal dimension, and the calculated volume of the shock absorbers is determined taking into account the buoyancy of the stage when landing on water.

Images