ВОЗВРАЩАЕМАЯ ВЕРХНЯЯ СТУПЕНЬ ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ И СПОСОБ ЕЁ ПОСАДКИ Российский патент 2024 года по МПК B64G1/14 B64G1/62 

Область техники

Изобретение относится к области ракетной и космической техники и может найти применение при создании возвращаемых ступеней полностью многоразовых ракет-носителей космического назначения.

Уровень техники

Известен проект двухступенчатой баллистической многоразовой транспортной космической системы (БМТКС) (RU2485025 С1), принимаемой за аналог, предназначенной для выведения на орбиту искусственного спутника Земли космических аппаратов различного назначения, двухступенчатая БМТКС содержит ракетные ступени с баками горючего и баками окислителя - кислорода, маршевые двигательные установки (ДУ) и ДУ стабилизации и ориентации, первую ступень цилиндрической формы, снабженную хвостовым отсеком, переходником и обтекателем, в качестве горючего маршевых ДУ использован водород, баки обеих ступеней системы выполнены несущими с совмещенными днищами, а вторая ступень выполнена в виде усеченного конуса со сферическими днищами, снабжена теплозащитой, обе ступени снабжены посадочными опорами. Известно, что баллистический спуск сопровождается большими перегрузками, большими тепловыми потоками на конструкцию. К тому же имеет место низкая точность приземления. Достоинством проекта является отработанность в наше время устройств с баллистическим спуском с орбиты. Недостатком проекта является большая относительная масса теплозащиты второй ступени, покрывающей всю ее боковую поверхность и оба днища, что позволяет полагать, что данный проект применим лишь к ракетам-носителям сверхлегкого класса. Однако выигрыш от применения таких многоразовых ракет-носителей представляется сомнительным.

Известен проект частной компании США "SpaceX" (Выступление Илона Маска на 68-м международном астронавтическом конгрессе 29.09.2017) многоразового космического корабля "Starship", принимаемого за прототип, являющегося верхней ступенью полностью многоразовой двухступенчатой ракеты-носителя сверхтяжелого класса «Super Heavy». Ступень имеет диаметр 9 м, длину 50 м с заостренной носовой частью, снабжена верхними и нижними аэродинамическими поверхностями для управления при спуске с орбиты в атмосфере Земли. Теплозащитные плитки покрывает с наветренной стороны всю ступень, ее носовую часть и аэродинамические поверхности. Посадка осуществляется с использованием ракетных двигателей. Ступень предназначена для посадки на поверхность Земли, Луны и Марса. Достоинство проекта состоит в том, что благодаря большому диаметру ступени для посадки ей достаточно специально выдвигаемых опор.

Таким образом, известные технические решения являются непригодными для создания возвращаемой верхней ступени двухступенчатой ракеты-носителя легкого и среднего класса и способа ее посадки.

Причиной, препятствующей решению технической проблемы создания возвращаемой верхней ступени двухступенчатой ракеты-носителя легкого и среднего класса и способа ее посадки, является отсутствие до настоящего времени проектов возвращаемой верхней ступени и способов ее посадки, обеспечивающих необходимую надежность приведения ступени в заданный район и пригодных для реализации, стоимость которой была бы экономически оправдана.

Раскрытие сущности изобретения

Предлагается конструкция возвращаемой верхней ступени двухступенчатой ракеты-носителя легкого и среднего класса и способ ее посадки, полученные в результате применения узла несущего винта для управляемого движения по траектории спуска с орбиты «по-вертолетному» в режиме авторотации и приведения ступени в заданный район приземления, применения четырех створчатого хвостового обтекателя ступени для его защиты от действия тепловых и механических нагрузок при движении ступени по траектории спуска и использования створок хвостового обтекателя в качестве посадочных опор при приземлении ступени.

а. Предлагается конструкция возвращаемой верхней ступени двухступенчатой ракеты-носителя, содержащая цилиндрический корпус с тандемно расположенными несущими баками окислителя и горючего в средней части, отделяемый адаптер полезной нагрузки ферменной конструкции, установленный на верхнем шпангоуте передней обечайки, хвостовой отсек с расположенным в нем метановым маршевым жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) в двухстепенном кардановом подвесе с дросселированием тяги. Ступень снабжена системами ориентации, навигации и управления движением с рулевыми реактивными двигателями ориентации. Под отделяемым адаптером полезной нагрузки установлен узел несущего винта, который обеспечивает управляемое движение по траектории спуска с орбиты «по-вертолетному» в режиме авторотации и приведение ступени в заданный район приземления. На хвостовом отсеке ступени перед стартом ракеты-носителя установлены четыре поворотные створки хвостового обтекателя, обеспечивающие надежную защиту хвостового отсека от тепловых и механических нагрузок при движении ступени с гиперзвуковой скоростью по траектории спуска хвостовой частью по направлению вектора скорости движения. После прохождения плотных слоев атмосферы и раскрытия створки хвостового обтекателя используются в качестве посадочных опор при приземлении. Силовой набор баков, межбакового пространства и обечаек корпуса ступени изготовлен из стали, покрытой снаружи керамической обшивкой с промежуточными слоями теплоизоляции из титановой фольги. Для охлаждения при работе узла несущего винта холодным газом из верхнего бака с жидким кислородом используются управляемые клапаны.

b. Узел несущего винта состоит из установленной на основание неподвижной силовой трубы, в которой закреплена вращающаяся труба с закрепленной на ней сверху втулкой несущего винта, способной вращаться вместе с закрепленными во втулке лопастями на участке спуска в режиме авторотации, при этом для управления общим и циклическим шагом лопастей они вставлены во втулку своим осевым шарниром. Для обеспечения вращения лопасти относительно оси шарнира применен реверсивный шаговый электродвигатель, вставленный во втулку вместе с датчиком угла поворота лопасти. Внутри вращающейся трубы закреплена неподвижная труба, проходящая через вращающуюся втулку и заканчивающаяся неподвижной площадкой для размещения на ней под радиопрозрачным обтекателем антенны аппаратуры потребителя системы глобального навигационного позиционирования.

c. Лопасти несущего винта, их силовые элементы и обшивка изготовлены из титана, перед стартом ракеты-носителя они находятся в повернутом относительно своих горизонтальных шарниров положении и уложены под головным обтекателем ракеты-носителя вдоль корпуса ступени и закреплены в концевых частях с помощью скоб с пирозамками, при этом вертикальный шарнир лопасти размещен между осевым и горизонтальным шарнирами.

d. Поворотные створки хвостового обтекателя снабжены подпружиненными элементами разрезного воротничка, продольным и поперечным силовым набором и управляемой пневматической штангой и уложены перед стартом ракеты-носителя снаружи вдоль корпуса ее нижней ступени и закреплены в концевых частях скобами с пирозамками.

e. После отделения нижней ступени перед включением маршевого ЖРД верхней ступени створки хвостового обтекателя имеют возможность отклоняться на заданный угол от положения, которое они занимали при работе маршевых ЖРД нижней ступени, для исключения возможности попадания на створки струи газов от работающего маршевого ЖРД. Перед входом верхней ступени в плотные слои атмосферы обеспечивается соединение створок с нахлестом относительно друг друга, при этом каждая верхняя створка обеспечивает соединение с двумя соседними нижними с образованием плотно закрытой конструкции обтекателя с запиранием многоразовыми замками, обеспечивающего надежную защиту хвостового отсека ступени от тепловых и механических нагрузок при движении ступени с гиперзвуковой скоростью по траектории спуска хвостовой частью по направлению вектора скорости движения.

f. Для использования створок хвостового обтекателя в качестве посадочных опор ступени хвостовой отсек в районе критического сечения сопла маршевого ЖРД содержит силовую раму со стержнями, а силовой набор створок содержит крючки, обеспечивающие зацепление за стержни силовой рамы после раскрытия створок перед включением маршевого ЖРД для приземления, фиксацию многоразовыми замками и удержание створок в раскрытом состоянии после приземления.

g. Способ посадки возвращаемой верхней ступени ракеты-носителя содержит операции управления на внеатмосферном участке спуска с орбиты с выдачей с помощью маршевого ЖРД тормозного импульса скорости при ориентации ступени двигателем по направлению вектора скорости движения. После выдачи тормозного импульса при сохранении той же ориентации ступени осуществляется освобождение лопастей несущего винта и их вывод в рабочее положение за счет набегающего потока воздуха, соединение створок хвостового обтекателя с образованием единой конструкции хвостового обтекателя и перевод несущего винта на режим авторотации и ориентированного положения ступени относительно направления набегающего потока воздуха. До входа в плотные слои атмосферы осуществляется поддержание постоянных заданных оборотов несущего винта путем управления общим шагом лопастей. Перед участком траектории с большим скоростным напором обеспечивается поднятие лопастей вверх во флюгерное положение и обдув узла несущего винта холодным газом. После перехода на участок траектории с установившимся пониженным скоростным напором и пониженной скоростью вертикального снижения осуществляется одновременное управление общим и циклическим шагом лопастей для обеспечения необходимой надежности приведения ступени в заданный район приземления, раскрытие створок хвостового обтекателя перед включением маршевого ЖРД для выдачи тормозного импульса мягкой посадки в заданное положение, в котором они после выдачи тормозного импульса используются в качестве посадочных опор.

Задачей этого изобретения является разработка возвращаемой верхней ступени двухступенчатой ракеты-носителя и способ ее посадки на основе применения узла несущего винта для управляемого движения по траектории спуска с орбиты «по-вертолетному» в режиме авторотации и приведения ступени в заданный район приземления, применения четырех створчатого хвостового обтекателя ступени для его защиты от действия тепловых и механических нагрузок при движении ступени по траектории спуска и использования створок хвостового обтекателя в качестве посадочных опор при приземлении ступени.

Поставленная задача решается тем, что возвращаемая верхняя ступень двухступенчатой ракеты-носителя, содержащая цилиндрический корпус с тандемно расположенными несущими баками окислителя и горючего в средней части, отделяемый адаптер полезной нагрузки ферменной конструкции, установленный на верхнем шпангоуте передней обечайки, хвостовой отсек с расположенным в нем метановым маршевым жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) в двухстепенном кардановом подвесе с дросселированием тяги, системы ориентации, навигации и управления движением с рулевыми реактивными двигателями ориентации, согласно изобретению под отделяемым адаптером полезной нагрузки установлен узел несущего винта, обеспечивающий управляемое движение по траектории спуска с орбиты «по-вертолетному» и приведение ступени в заданный район приземления, а на хвостовом отсеке ступени перед стартом ракеты-носителя установлены четыре поворотные створки хвостового обтекателя, обеспечивающие надежную защиту хвостового отсека от тепловых и механических нагрузок при движении ступени с гиперзвуковой скоростью по траектории спуска хвостовой частью по направлению вектора скорости движения и после прохождения плотных слоев атмосферы и раскрытия использующиеся в качестве посадочных опор при приземлении, при этом силовой набор баков, межбакового пространства и обечаек корпуса ступени изготовлен из стали, покрытой снаружи керамической обшивкой с промежуточными слоями теплоизоляции из титановой фольги, а для охлаждения при работе узла несущего винта холодным газом из верхнего бака с жидким кислородом используются управляемые клапаны.

Узел несущего винта состоит из установленной на основание неподвижной силовой трубы, в которой закреплена вращающаяся труба с закрепленной на ней сверху втулкой несущего винта, способной вращаться вместе с закрепленными во втулке лопастями на участке спуска в режиме авторотации, при этом для управления общим и циклическим шагом лопастей они вставлены во втулку своим осевым шарниром, и для обеспечения вращения лопасти относительно оси шарнира применен реверсивный шаговый электродвигатель, вставленный во втулку вместе с датчиком угла поворота лопасти, внутри вращающейся трубы закреплена неподвижная труба, проходящая через вращающуюся втулку и заканчивающаяся неподвижной площадкой для размещения на ней под радиопрозрачным обтекателем антенны аппаратуры потребителя системы глобального навигационного позиционирования.

Лопасти несущего винта, их силовые элементы и обшивка изготовлены из титана, перед стартом ракеты-носителя они находятся в повернутом относительно своих горизонтальных шарниров положении и уложены под головным обтекателем ракеты-носителя вдоль корпуса ступени и закреплены в концевых частях с помощью скоб с пирозамками, при этом вертикальный шарнир лопасти размещен между осевым и горизонтальным шарнирами.

Поворотные створки хвостового обтекателя снабжены подпружиненными элементами разрезного воротничка, продольным и поперечным силовым набором и управляемой пневматической штангой и уложены перед стартом ракеты-носителя снаружи вдоль корпуса ее нижней ступени и закреплены в концевых частях скобами с пирозамками.

После отделения нижней ступени перед включением маршевого ЖРД верхней ступени створки хвостового обтекателя имеют возможность отклоняться на заданный угол от положения, которое они занимали при работе маршевых ЖРД нижней ступени, для исключения возможности попадания на створки струи газов от работающего маршевого ЖРД, а перед входом верхней ступени в плотные слои атмосферы обеспечивается соединение створок с нахлестом относительно друг друга, при этом каждая верхняя створка обеспечивает соединение с двумя соседними нижними с образованием плотно закрытой конструкции хвостового обтекателя с запиранием многоразовыми замками, обеспечивающего надежную защиту хвостового отсека ступени от тепловых и механических нагрузок при движении ступени с гиперзвуковой скоростью по траектории спуска хвостовой частью по направлению вектора скорости движения.

Для использования створок хвостового обтекателя в качестве посадочных опор ступени хвостовой отсек в районе критического сечения сопла маршевого ЖРД содержит силовую раму со стержнями, а силовой набор створок содержит крючки, обеспечивающие зацепление за стержни силовой рамы после раскрытия створок перед включением маршевого ЖРД для приземления, фиксацию многоразовыми замками и удержание створок в раскрытом состоянии после приземления ступени.

Способ посадки возвращаемой верхней ступени ракеты-носителя, содержащий операции управления на внеатмосферном участке спуска с орбиты с выдачей с помощью маршевого ЖРД тормозного импульса скорости при ориентации ступени двигателем по направлению вектора скорости движения, согласно изобретению, после выдачи тормозного импульса при сохранении той же ориентации ступени осуществляется освобождение лопастей несущего винта и их вывод в рабочее положение за счет набегающего потока воздуха, соединение створок хвостового обтекателя с образованием единой конструкции хвостового обтекателя и перевод несущего винта на режим авторотации и ориентированного положения ступени относительно направления набегающего потока воздуха, поддержание постоянных заданных оборотов несущего винта до входа в плотные слои атмосферы путем управления общим шагом лопастей, поднятие лопастей вверх во флюгерное положение и обдув узла несущего винта холодным газом перед участком траектории с большим скоростным напором, после перехода на участок траектории с установившимся пониженным скоростным напором и пониженной скоростью вертикального снижения осуществляется одновременное управление общим и циклическим шагом лопастей для обеспечения необходимой надежности приведения ступени в заданный район приземления, раскрытие створок хвостового обтекателя перед включением маршевого ЖРД для выдачи тормозного импульса мягкой посадки в заданное положение, в котором они после выдачи тормозного импульса используются в качестве посадочных опор.

Сущность изобретения поясняется двумя чертежами.

На фиг. 1 приведена схема части двухступенчатой ракеты-носителя с установленными на ней перед стартом узлом несущего винта и створками хвостового обтекателя.

На фиг. 2 приведено положение разложенных створок хвостового отсека перед приземлением и вид по стрелке снизу на силовую раму.

На этих чертежах:

1 - нижняя ступень ракеты-носителя;

2 - створка хвостового обтекателя;

3 - стыковочные шпангоуты ступеней;

4 - сопло маршевого ЖРД верхней ступени;

5 - разрезной воротничок с подпружиненными элементами;

6 - верхняя ступень ракеты-носителя;

7 - втулка несущего винта;

8 - горизонтальный шарнир;

9 - вертикальный шарнир;

10 - радиопрозрачный обтекатель;

11 - приемная антенна;

12 - основание;

13 - лопасть несущего винта;

14 - скоба крепления лопасти несущего винта;

15 - скоба крепления створки хвостового обтекателя;

16 - створка хвостового обтекателя в раскрытом состоянии;

17 - силовой набор створки хвостового обтекателя;

18 - управляемая пневматическая штанга;

19 - шарнир крепления управляемой пневматической штанги;

20 - шарнир вращения створки хвостового обтекателя;

21 - крючок крепления створки хвостового обтекателя к силовой раме;

22 - силовая рама.

Осуществление изобретения

Пример возможной реализации предложенного технического решения

Возвращаемая верхняя ступень двухступенчатой ракеты-носителя (фиг. 1) состыкована с нижней ступенью 1, вдоль корпуса которой уложены створки 2 хвостового обтекателя. Пунктиром показано соединение створок в единую конструкцию хвостового обтекателя. Стыковка осуществлена стыковочными шпангоутами ступеней 3. Сопло 4 маршевого ЖРД верхней ступени частично входит в верхнюю обечайку нижней ступени. Подпружиненные элементы разрезного воротничка 5 защищают створки хвостового обтекателя от большого скоростного напора при выведении ракеты-носителя. Верхняя ступень 6 ракеты-носителя в своей верхней части несет узел несущего винта, который состоит из втулки несущего винта 7, в которую вставлены элементы, обеспечивающие свободное движение лопасти в режиме авторотации, состоящие из горизонтального шарнира 8 и вертикального шарнира 9. Осевой шарнир входит во втулку несущего винта (на фиг. 1 не показан). Под радиопрозрачным обтекателем 10 установлена приемная антенна 11 аппаратуры потребителя системы глобального навигационного позиционирования. Узел несущего винта размещен на основании 12, установленном на шпангоуте верхней обечайки верхней ступени. Лопасти 13 несущего винта уложены вдоль корпуса ступени и закреплены в концевых частях с помощью скоб 14 с пирозамками. Створки хвостового обтекателя 2 крепятся в концевых частях скобами 15 с пирозамками. Створка хвостового обтекателя 16 (фиг. 2) имеет продольный и поперечный силовой набор 17 и складывается и раскладывается с помощью управляемой пневматической штанги 18, закрепленной на хвостовом отсеке верхней ступени с помощью шарнира 19. Створка хвостового обтекателя 16 крепится к хвостовому отсеку верхней ступени с использованием шарнира 20, а с помощью двух крючков 21 она сцепляется и фиксируется многоразовыми замками (на фиг. 2 не показано) со стержнями силовой рамы 22, установленной в районе критического сечения сопла 4 маршевого ЖРД верхней ступени.

Возвращаемая верхняя ступень имеет следующие характеристики. Диаметр цилиндрической части корпуса равен 4,1 м, длина 12 м, масса ступени в момент касания поверхности земли равна 12,5 т. Длина лопастей несущего винта равна 6,0 м, ширина 0,3 м. Длина створки хвостового обтекателя равна 8 м.

В результате применения настоящего изобретения техническое решение, направленное на разработку возвращаемой верхней ступени двухступенчатой ракеты-носителя и способа ее посадки и снижение стоимости эксплуатации ступени, реализуется за счет применения узла несущего винта для управляемого движения по траектории спуска с орбиты «по-вертолетному» в режиме авторотации и приведения ступени в заданный район приземления, применения четырехстворчатого хвостового обтекателя ступени для его защиты от действия тепловых и механических нагрузок при движении ступени по траектории спуска и использования створок хвостового обтекателя в качестве посадочных опор при приземлении ступени.

Изобретение относится к области ракетной и космической техники. Возвращаемая верхняя ступень двухступенчатой ракеты-носителя под отделяемым адаптером полезной нагрузки содержит узел несущего винта, который обеспечивает управляемое движение по траектории спуска с орбиты «по-вертолетному» в режиме авторотации и приведение ступени в заданный район приземления. Лопасти несущего винта перед стартом ракеты-носителя уложены вдоль корпуса ступени. На хвостовом отсеке ступени перед стартом ракеты-носителя установлены четыре поворотные створки хвостового обтекателя, снабженные продольным и поперечным силовым набором и управляемой пневматической штангой и уложенные перед стартом ракеты-носителя снаружи вдоль корпуса ее нижней ступени. После выдачи тормозного импульса схода с орбиты осуществляется освобождение лопастей несущего винта и их вывод в рабочее положение за счет набегающего потока воздуха, соединение створок хвостового обтекателя с образованием единой конструкции хвостового обтекателя и перевод несущего винта на режим авторотации и ориентированного положения ступени относительно направления набегающего потока воздуха. Достигается надежность приведения ступени в заданный район. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Возвращаемая верхняя ступень двухступенчатой ракеты-носителя, содержащая цилиндрический корпус с тандемно расположенными несущими баками окислителя и горючего в средней части, отделяемый адаптер полезной нагрузки ферменной конструкции, установленный на верхнем шпангоуте передней обечайки, хвостовой отсек с расположенным в нем метановым маршевым жидкостным ракетным двигателем (ЖРД) в двухстепенном кардановом подвесе с дросселированием тяги, системы ориентации, навигации и управления движением с рулевыми реактивными двигателями ориентации, отличающаяся тем, что под отделяемым адаптером полезной нагрузки установлен узел несущего винта, обеспечивающий управляемое движение по траектории спуска с орбиты «по-вертолетному» и приведение ступени в заданный район приземления, а на хвостовом отсеке ступени перед стартом ракеты-носителя установлены четыре поворотные створки хвостового обтекателя, обеспечивающие надежную защиту хвостового отсека от тепловых и механических нагрузок при движении ступени с гиперзвуковой скоростью по траектории спуска хвостовой частью по направлению вектора скорости движения и после прохождения плотных слоев атмосферы и раскрытия использующиеся в качестве посадочных опор при приземлении, при этом силовой набор баков, межбакового пространства и обечаек корпуса ступени изготовлен из стали, покрытой снаружи керамической обшивкой с промежуточными слоями теплоизоляции из титановой фольги, а для охлаждения при работе узла несущего винта холодным газом из верхнего бака с жидким кислородом используются управляемые клапаны.

2. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что узел несущего винта состоит из установленной на основание неподвижной силовой трубы, в которой закреплена вращающаяся труба с закрепленной на ней сверху втулкой несущего винта, способной вращаться вместе с закрепленными во втулке лопастями на участке спуска в режиме авторотации, при этом для управления общим и циклическим шагом лопастей они вставлены во втулку своим осевым шарниром, и для обеспечения вращения лопасти относительно оси шарнира применен реверсивный шаговый электродвигатель, вставленный во втулку вместе с датчиком угла поворота лопасти, внутри вращающейся трубы закреплена неподвижная труба, проходящая через вращающуюся втулку и заканчивающаяся неподвижной площадкой для размещения на ней под радиопрозрачным обтекателем антенны аппаратуры потребителя системы глобального навигационного позиционирования.

3. Ступень по п. 2, отличающаяся тем, что лопасти несущего винта, их силовые элементы и обшивка изготовлены из титана, перед стартом ракеты-носителя они находятся в повернутом относительно своих горизонтальных шарниров положении и уложены под головным обтекателем ракеты-носителя вдоль корпуса ступени и закреплены в концевых частях с помощью скоб с пирозамками, при этом вертикальный шарнир лопасти размещен между осевым и горизонтальным шарнирами.

4. Ступень по п. 3, отличающаяся тем, что поворотные створки хвостового обтекателя снабжены подпружиненными элементами разрезного воротничка, продольным и поперечным силовым набором и управляемой пневматической штангой, и уложены перед стартом ракеты-носителя снаружи вдоль корпуса ее нижней ступени, и закреплены в концевых частях скобами с пирозамками.

5. Ступень по п. 4, отличающаяся тем, что после отделения нижней ступени перед включением маршевого ЖРД верхней ступени створки хвостового обтекателя имеют возможность отклоняться на заданный угол от положения, которое они занимали при работе маршевых ЖРД нижней ступени, для исключения возможности попадания на створки струи газов от работающего маршевого ЖРД, а перед входом верхней ступени в плотные слои атмосферы обеспечивается соединение створок с нахлестом относительно друг друга, при этом каждая верхняя створка обеспечивает соединение с двумя соседними нижними с образованием плотно закрытой конструкции хвостового обтекателя с запиранием многоразовыми замками, обеспечивающего надежную защиту хвостового отсека ступени от тепловых и механических нагрузок при движении ступени с гиперзвуковой скоростью по траектории спуска хвостовой частью по направлению вектора скорости движения.

6. Ступень по п. 5, отличающаяся тем, что для использования створок хвостового обтекателя в качестве посадочных опор ступени хвостовой отсек в районе критического сечения сопла маршевого ЖРД содержит силовую раму со стержнями, а силовой набор створок содержит крючки, обеспечивающие зацепление за стержни силовой рамы после раскрытия створок перед включением маршевого ЖРД для приземления, фиксацию многоразовыми замками и удержание створок в раскрытом состоянии после приземления ступени.

7. Способ посадки возвращаемой верхней ступени ракеты-носителя, содержащий операции управления на внеатмосферном участке спуска с орбиты с выдачей с помощью маршевого ЖРД тормозного импульса скорости при ориентации ступени двигателем по направлению вектора скорости движения, отличающийся тем, что после выдачи тормозного импульса при сохранении той же ориентации ступени осуществляется освобождение лопастей несущего винта и их вывод в рабочее положение за счет набегающего потока воздуха, соединение створок хвостового обтекателя с образованием единой конструкции хвостового обтекателя и перевод несущего винта на режим авторотации и ориентированного положения ступени относительно направления набегающего потока воздуха, поддержание постоянных заданных оборотов несущего винта до входа в плотные слои атмосферы путем управления общим шагом лопастей, поднятие лопастей вверх во флюгерное положение и обдув узла несущего винта холодным газом перед участком траектории с большим скоростным напором, после перехода на участок траектории с установившимся пониженным скоростным напором и пониженной скоростью вертикального снижения осуществляется одновременное управление общим и циклическим шагом лопастей для обеспечения необходимой надежности приведения ступени в заданный район приземления, раскрытие створок хвостового обтекателя перед включением маршевого ЖРД для выдачи тормозного импульса мягкой посадки в заданное положение, в котором они после выдачи тормозного импульса используются в качестве посадочных опор.