Устройство обеспечения посадки возвращаемой многоразовой ступени ракеты-носителя Российский патент 2025 года по МПК B64G1/24 B64G1/40 B64G1/62 

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно в части аэрогазодинамической системы управления и посадки летательного аппарата, и может быть использовано в конструкциях ступеней ракет-носителей, транспортных космических кораблей, возвращаемых летательных аппаратов, совершающих полет в атмосфере в широком диапазоне скоростей.

В настоящее время известно устройство аэродинамической системы управления возвращаемой многоразовой ступени ракеты-носителя на основе решетчатых рулей, которое обеспечивает управление ступенью на этапе спуска в атмосфере относительно центра масс по траектории, близкой к баллистической или траектории скользящего спуска [1]. Конструктивно-компоновочная схема устройства включает аэродинамические решетчатые рули, установленные на корпусе летательного аппарата попарно во взаимно перпендикулярных плоскостях, что обеспечивает 3-х канальное управление ступенью на участке спуска, с повышенной эффективностью управления путем более полного использования управляющей поверхности решетчатого руля по траектории полета. Управление полетом осуществляется только на атмосферном участке траектории.

Недостатком устройства является то, что на внеатмосферном участке управление и торможение ступени на участке возвращения не обеспечивается.

Указанный недостаток частично устраняется в экспериментальном летательном аппарате планирующего типа HTV-2, разработанного в США управлением перспективных исследовательских проектов Министерства обороны (DARPA):

- «The Falcon HTV-2 system is experimenting with Mach 20 speeds». DARPA. Falcon HTV-2 [2];

- Experimental Hypersonic Test Vehicle». 2010 [3];

- «The Falcon HTV-2» [4].

В конструкции HTV-2 применено аэрогазодинамическое управление с использованием отклоняемых щитков и газореактивных сопел. Аэрогазодинамическая система управления основана на применении сплит-щитка, установленного на наветренной стороне аппарата, что обеспечило возможность управления аппаратом по каналам тангажа и крена. Управление каналом рыскания предусмотрено отдельной газореактивной системой с блоком сопел, размещенных на днище корпуса аппарата. В качестве рабочего тела использовался азот. Сам аппарат прошел два летных испытания в 2010 и 2011 годах из трех запланированных в составе ракеты-носителя Minotaur IV в неполном объеме по времени и дальности полета. Аэрогазодинамическая система управления аппарата предусматривает только управление движением аппарата относительно центра масс в атмосфере и не предусматривает режим торможения аппарата после отделения от разгонного блока.

Примером более совершенной конструкции аэрогазодинамической системы управления может служить устройство, примененное в экспериментальном транспортном космическом корабле европейского космического агентства, который прошел первое летное испытание 11 февраля 2015 г. Intermediate experimental Vehicle-project IXV (экспериментальный прототип космического аппарата) [5]. Аэрогазодинамическая система этого корабля схожа с конструктивной реализацией в летательном аппарате HTV-2: на нем применяются также аэродинамические щитки для управления в атмосфере и газодинамическая система для управления полетом после отделения от приборно-агрегатного отсека в космосе и частично в атмосфере для управления и стабилизации канала рыскания. При движении в атмосфере осуществляется аэродинамическое торможение корабля, и формируются условия для включения парашютной системы посадки. Аэрогазодинамическая система управления и посадки ТКК ESA IXV рассмотрена в качестве аналога.

Наиболее близким по технической сущности является устройство системы управления и посадки возвращаемой многоразовой ступени, разработанное применительно к ракете-носителю в версии Falcon 9 FT [6, 7, 8].

Первая ступень РН Falcon 9 версии FT специализирована в части размещения на ней газодинамической системы ориентации и стабилизации при полете на внеатмосферном участке полета и аэродинамической системы управления ступенью с использованием решетчатых рулей при полете в атмосфере, а также установки посадочного устройства [6, 7].

Для обеспечения посадки аэрогазодинамическая система управления включает:

1. Реактивную систему управления RCS (reaction control system), т.е. исполнительные органы системы управления, ориентации и стабилизации (СУОС), которая установлена в верхней части корпуса ступени и состоит из двух блоков с 4-мя соплами в каждом. Система управления, ориентации и стабилизации работает на сжатом азоте до момента раскрытия решетчатых рулей в атмосфере, и осуществляет управление ступенью на траектории спуска, в том числе в течение работы двигателя в режиме торможения.

2. Аэродинамические решетчатые рули (Grid Fins - грид-рули) складывающегося типа. Рули установлены на верхней части ступени в двух взаимно перпендикулярных плоскостях попарно и осуществляют управление и стабилизацию движения ступени на атмосферном участке движения ступени после отключения двигателей СУОС. В частности, в рулевых приводах в целях снижения массы используется незамкнутая гидравлическая система, которая не требует применения насосов высокого давления.

3. Двигательную установку Merlin ID с маршевыми двигателями в количестве 9 двигателей, из которых 8 расположены по окружности и один в центре. Особенность ДУ заключается в возможности многоразового запуска на траектории спуска и использования реактивной тяги отдельных маршевых двигателей для решения следующих задач:

- для торможения с использованием центрального двигателя при входе в атмосферу и мягкой посадке ступени;

- для торможения ступени при входе в атмосферу и возможного некоторого уменьшения тяги двигательной установки вскоре после старта РН для равномерной выработки топлива с использованием трех из девяти двигателей.

Глубокое дросселирование тяги трех двигателей ДУ Merlin ID осуществляется с помощью установки «дроссельной заслонки», которая осуществляет регулирование тяги двигателей от 70 до 100% от номинальной тяги, что позволяет реализовывать на траектории гибкую программу регулирования тяги в зависимости от массы полезной нагрузки и орбиты, на которую она должна быть выведена. Тяга двигателей составляет на уровне моря/в вакууме 7607/8300 кН соответственно.

4. Навигационное оборудование для выведения ступени к точке посадки, которое представляет собой систему управления и наведения для обеспечения управляемого движения с высоты Н>100 км по траектории, близкой к баллистической, с посадкой в заданной точке. Система управления и наведения выполнена в варианте БИНС, интегрированной с навигационной системой GPS. По оценкам ее масса может составлять до 5…10 кг с учетом антенно-фидерного устройства (АФУ).

Устройство обеспечения посадки с аэрогазодинамической системой управления возвращаемой многоразовой ступени ракеты-носителя, примененная на ракете-носителе Falcon 9 версии FT, принята в качестве прототипа.

Недостаток этого устройства заключается в следующем. На возвратной траектории полета ступени сохраняется схема управления движением центра масс, т.е. «толкающая» схема, которая, в отличие от управления движением РН на активном участке, требует более жесткого и высоко динамичного управления для реализации управляемого движения по траектории скользящего спуска в широком диапазоне скоростей: от больших сверхзвуковых до дозвуковых в условиях воздействия высоких скоростных и тепловых потоков в диапазоне высот от Н>100 до Н=0 км, с посадкой в заданной точке с точностью до 10…15 м (2,7б). Особенно это касается неорганизованного аэродинамического обтекания ступени при спуске днищем вперед. Кроме того, использование для торможения ступени маршевых двигателей двигательной установки, в которой применена система многоразового запуска с глубоким дросселированием тяги отдельных двигателей, приводит к потере удельного импульса и повышенному расходу компонентов топлива, т.к. расход компонентов топлива остается соответствующим маршевому режиму (или близким к нему) работы двигателей. Согласно данным [6, 7, 8], масса топлива, расходуемая на торможение и управление, составляет от 13 до 18% от суммарной массы топлива, размещаемого в баках ступени.

Задачей изобретения является разработка устройства обеспечения посадки возвращаемой многоразовой ступени ракеты-носителя с аэрогазодинамической системой управления, лишенного указанных недостатков.

Требуемый технический результат достигается тем, что в устройстве предусмотрена аэрогазодинамическая система управления, которая содержит жидкостную ракетную двигательную установку, включающую два блока по 4-е двигателя. Из них 4-е двигателя торможения и управления по каналам тангажа и рыскания. Двигатели расположены в двух взаимно перпендикулярных плоскостях так, что их продольные оси направлены под углом 15…30 градусов относительно продольной оси ступени, и обеспечивают торможение ступени в тянущем режиме. Другие 4-е двигателя управления по каналу крена расположены попарно диаметрально в поперечной плоскости ступени. Жидкостная ракетная двигательная установка содержит баки горючего и окислителя кольцевой формы, имеющие общие несущие стенки с несущей стенкой корпуса ступени и между собой, пневмогидросистему газодинамического управления, связанную с системой наддува баков маршевой двигательной установки и системой подачи компонентов топлива в баки маршевой двигательной установки посредством установленных на трубопроводах электроклапанов и мембран системы подачи компонентов топлива. Сама жидкостная двигательная установка газодинамического управления совместно с аэродинамическими органами управления, аппаратурой системы управления и наведения, бортовым источником питания размещены между баками горючего и окислителя либо над верхним баком ступени с образованием приборно-агрегатного отсека аэрогазодинамического управления и обеспечивают расширенные функциональные возможности такой схемы управления.

В таком конструктивном варианте аэрогазодинамическая система выполняет двойную функцию: обеспечивает как управление и стабилизацию движения ступени относительно центра масс на всей траектории автономного полета после отделения от РН, так и управление движением центра масс ступени в режиме регулирования линейной скорости движения, т.е. в режиме торможения. Кроме того, при управлении движением центра масс торможение ступени на всей траектории реализуется по «тянущей» схеме, имея в виду, что координата точки приложения суммарного вектора тяги (или фокус приложения) Х_Fд, создаваемой двигательной установкой газодинамического управления, находится выше координаты центра масс ступени Х_Tс в сухом или близко к опорожненному состоянию, т.е. Х_Fду > Х_Tст. Положительный запас ΔХ_Fду=Х_FДУ - Х_Tст, составляет (0,3…0,4)L_cт, где L_cт - длина ступени, и зависит от угла установки сопел ДУ газодинамического управления относительно продольной оси.

Таким образом, двигательная установка газодинамического управления осуществляет возможность возвращения и посадки ступени по траектории скользящего спуска. При этом маршевая ДУ ступени выполняет свою одну единственную функцию, а именно выведение РН по заданной траектории, и может быть унифицированной для обоих вариантов РН: с возвращением ступени и без возвращения.

Конструктивно ДУ газодинамического управления снабжена собственными баками с компонентами топлива такими же, как и для основной маршевой ДУ, с расходом топлива, рассчитанным для приведения ступени на посадку по штатной траектории. При отклонении от расчетного режима в зависимости от массы полезной нагрузки и орбиты, на которую она должна быть выведена, в пневмогидросистеме предусмотрена подача компонентов топлива из баков ступени. Для управления, стабилизации и торможения ступени пневмогидросистема ДУ газодинамического управления предусматривает применение электроклапанов многократного включения с регулируемой частотой включения для набора тяги требуемой величины или суммарного импульса тяги, для которых характерен минимальный импульс последействия.

Аэрогазодинамическая система управления и посадки, включающая систему аэродинамического управления (приводы, управляющие поверхности и др.), двигательную установку газодинамического управления, топливные баки, аппаратуру системы управления и наведения, бортовые источники питания и посадочные стойки, образует единую конструктивную сборку и размещаются в корпусе, установленном между баками горючего и окислителя, или в верхней части ступени, т.е. над баком окислителя. В этом варианте верхняя часть ступени с баком окислителя и нижняя часть ступени с баком горючего и маршевой ДУ конструктивно могут оставаться без конструктивных изменений относительно варианта одноразовой ступени, кроме технических решений, обеспечивающих повышенную прочность и многократность применения в составе РН. Такой же подход остается и для варианта размещения отсека аэрогазодинамического управления в верхней части ступени, т.е. над баком окислителя.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 изображена конструктивно-компоновочная схема аэрогазодинамической системы управления возвращаемой многоразовой ступени ракеты-носителя, которая содержит:

1 - корпус ступени;

2 - бак окислителя;

3 - трубопровод;

4 - корпус отсека аэрогазодинамического управления;

5 - сопла двигательной установки управления и торможения;

6 - аппаратура системы управления и наведения ступени с бортовым источником питания;

7 - кольцевой бак горючего;

8 - торовый бак окислителя системы газодинамического управления;

9 - бак горючего;

10 - агрегатный отсек;

11 - маршевая двигательная установка;

12 - антенна-вставка аппаратуры спутниковой навигации;

13 - антенна-вставка S/C диапазона;

14 - верхний бак окислителя;

15 - нижний бак горючего;

16 - агрегатный отсек;

17 - силовой компенсатор маршевой двигательной установки;

В корпусе 1 ступени в ее верхней части размещен бак окислителя 2 с трубопроводом 3 для подачи компонента в турбонасосный агрегат. В корпусе 4 отсека аэрогазодинамического управления размещены сопла двигательной установки 5 управления и торможения, которые установлены под углом 15°…30° к продольной оси X ступени, расположены в двух взаимно перпендикулярных плоскостях ступени и обеспечивают управление, ориентацию, стабилизацию в каналах тангажа и рыскания и торможение ступени на возвратной траектории или траектории спуска. В этом же отсеке размещены аппаратура 6 системы управления и наведения ступени с бортовым источником питания, кольцевой бак 7 окислителя и торовый бак 8 горючего системы газодинамического управления. В нижней части ступени размещен бак горючего 9 и агрегатный отсек 10 с маршевой ДУ 11 многоразовой ступени ракеты-носителя. В верхней части на корпусе ступени размещены антенна-вставка 12 аппаратуры спутниковой навигации и антенна-вставка 13 S/C диапазона для передачи телеметрической информации (S-диапазон) и для наземной и спутниковой радиосвязи (С-диапазон). На корпусе отсека аэрогазодинамического управления размещены управляющие аэродинамические поверхности 14 в форме рулей или решеток. В поперечной плоскости отсека по Х-образной схеме размещены сопла 15 ДУ газодинамического управления каналом крена, по этой же схеме на корпусе отсека установлены посадочные стойки 16 с каретками и шарнирными подкосами системы посадки ступени. Центр масс ступени 17 в сухом или близко к опорожненному состоянию составляет Х_т=0,25…0,30 от кормового среза.

На фиг. 2 представлена пневмогидросхема газодинамического управления возвращаемой ступени, которая включает:

9 - бак горючего многоразовой ступени;

18 - аккумулятор давления (АД) наддува баков ступени и вытеснительной подачи компонентов ДУ газодинамического управления ступени;

19 - электроклапан аккумулятора давления бака горючего ступени;

20 - мембрану многоразовую системы питания горючего маршевой ДУ и ДУ газодинамического управления;

21 - электроклапан насоса горючего маршевой ДУ;

22 - электроклапан подачи горючего в ДУ газодинамической системы управления и посадки многоразовой ступени;

23 - газогенератор (ГГ) маршевой ДУ многоразовой ступени;

24 - насос горючего (НГ) маршевой ДУ многоразовой ступени;

25 - насос окислителя (НО) маршевой ДУ многоразовой ступени;

26 - муфта многоразовая разъединительная турбонасосного агрегата;

27 - турбина (Т) насосов компонентов маршевой ДУ;

28 - трубопровод подачи горючей смеси в камеру сгорания маршевой ДУ;

29 - камера сгорания маршевой ДУ;

30 - сопловой блок маршевой ДУ;

31 - электроклапан аккумулятора давления бака окислителя ступени;

32 - мембрана многоразовая системы питания окислителя маршевой ДУ и ДУ газодинамического управления;

33 - электроклапан насоса окислителя маршевой ДУ;

34 - электроклапан подачи окислителя в ДУ газодинамической системы управления и посадки;

35 - ДУ газодинамического управления каналом крена;

36 - электроклапаны подачи компонентов топлива в камеру сгорания ДУ газодинамического управления каналом крена;

37 - электроклапаны подачи компонентов топлива в камеру сгорания ДУ газодинамического управления, ориентации, стабилизации каналами тангажа и рыскания и торможения ступени.

Приведенные на фиг. 1 и 2 конструктивно-компоновочная схема и пневмогидросхема аэрогазодинамической системы управления возвращаемой многоразовой ступени ракеты-носителя получены по результатам проектных исследований с оценками особенностей конструктивного построения ступени многоразового использования в различных вариантах. Оценки проведены для вариантов, реализующих:

- минимальные энергетические затраты, имея в виду затраты топлива на реализацию возвратной траектории. Газодинамическая система выполняет двойную функцию: управление и стабилизацию движения ступени относительно центра масс на всей траектории автономного полета с момента отделения от РН и управление движением центра масс ступени в режиме регулирования линейной скорости движения, т.е. в режиме торможения. Процесс торможения производится после ориентации и стабилизации положения ступени на траектории на высотах от максимально достижимой Н ≈ 120 км до Н=40…50 км, на которых реализуется максимальный удельный импульс ЖРД и достигается снижение скорости полета ступени от V_вx ≥ 1300 м/с до трансзвуковой и возможен переход на аэродинамическое управление ступенью в плотных слоях атмосферы. На всей траектории управление движением ступени относительно центра масс и движением центра масс ступени реализуется по нормальной и «тянущей» схеме, имея в виду, что точка приложения суммарного вектора тяги (или фокус приложения), создаваемой ДУ газодинамического управления находится выше центра масс ступени в сухом или близко к опорожненному состоянию, т.е. Х_FДУ - Х_Tст > 0, и ΔХ_FДУ составляет (0,3…0,4)L_CT относительно кормового среза ступени и в зависимости от угла установки сопел ГДДУ относительно продольной оси. В заявленной компоновке фокус приложения суммарного вектора тяги определяется углом установки сопел ДУ газодинамической установки относительно продольной оси ϕ, который конструктивно может быть выбран в диапазоне 5°…30°;

- объединенную ДУ газодинамического управления, реализующей как торможение ступени на возвратной траектории в режиме посадки, так и управление, ориентацию и стабилизацию ступени относительно центра масс. Пневмогидросхема ДУ газодинамического управления построена на основе вытеснительной системы подачи компонентов топлива в камеру сгорания, имеет собственные баки компонентов топлива, таких же, как и на маршевой ДУ. Сама ДУ ГУ состоит из 4-х двигателей большой тяги, обеспечивающих торможение и посадку ступени и управление и стабилизацию ступени по каналам тангажа и рыскания и 4-х двигателей малой тяги управления и стабилизации ступени по каналу крена. Согласно оценкам, тяга каждого двигателя большой тяги составляет ~ 200…250 кг, и тяга двигателя малой тяги ~ 40…50 кг применительно к РН сверхлегкого или легкого класса. ДУ ГУ снабжена быстродействующими электроклапанами, например, импульсного типа, подачи компонентов топлива в камеру сгорания с минимальным импульсом последействия. Вытеснительная система подачи компонентов топлива в камеру сгорания ДУ газодинамического управления интегрирована с системой подачи топлива маршевой ДУ с возможностью их раздельной поэтапной работы. По окончании работы ДУ маршевой ступени, пневмогидросхема предусматривает ее отключение, и функционирует только часть пневмогидросхемы ДУ ГУ. При расходовании расчетного объема компонентов топлива в баках ДУ ГУ пневмогидросхема предусматривает их пополнение из баков ступени;

- минимальную конструктивную доработку ступени при переходе на многоразовый режим использования. Это становится возможным в связи с тем, что маршевая ДУ не участвует в процессе посадки ступени. Тем самым создается возможность унификации ступени одноразового и многоразового применения на РН любого класса массы. Отличие заключается лишь в том, что конструкция первой ступени должна быть приспособлена к многоразовому использованию и в том и другом случае. К этому относится, в первую очередь, маршевая ДУ многоразового использования, устройства креплений тех систем и устройств, которые должны быть на варианте многоразовой ступени. Среди них, например, крепление посадочного устройства на баке горючего, устройств для транспортировки ступени к месту проведения регламентных работ, а также укрепление его силовой конструкции;

- возможность автономной летной отработки аэрогазодинамической системы управления, как конструктивного элемента ступени, на возвратной траектории спуска.

Представленные результаты подтверждают повышенную эффективность использования разработанной аэрогазодинамической системы управления для возвращаемой многоразовой ступени на основе предложенных конструктивно-компоновочной и пневмогидравлической схем с агрегатным межбаковым отсеком аэрогазодинамического управления. Применение такой системы создает возможности для реализации вариантов построения многоразовой ступени ракеты-носителя с улучшенными летно-техническими характеристиками в части реализации полета по траектории скользящего спуска, т.е. по траектории с малым аэродинамическим качеством K=0,1…0,15, с посадкой в заданной точке с минимальными затратами энергетики при сохранении его массовых характеристик.

Устройство работает следующим образом. В момент отделения ступени 1 от РН система питания маршевой двигательной установки блокируется закрытием электроклапанов 21 и 33 с отключением ТНА 27 питания ГГ 23 и включается инерциальная система управления 6 ступени. По ее команде активируется система аэрогазодинамического управления открытием электроклапанов 22 и 34 питания горючего и окислителя двигательной установки газодинамического управления и приводов аэродинамических органов управления 14. При этом система наддува АД 18 баков горючего 9 и окислителя 2 с клапанами 19 и 31, а также мембраны многоразовые 20 и 32 соответственно остаются открытыми.

В процессе инерционного полета с использованием двигательной установки в составе двигателей 5 и 35 производится ориентация, стабилизация ступени относительно центра масс. По достижении максимальной высоты Н=100…150 км производится разворот ступени на траекторию посадки и последующее торможение с использованием 4-х двигателей 5 в режиме управляемого торможения. Торможение производится с расчетом погашения скорости полета до 1200…1400 м/с на высоте 40…45 км для обеспечения движения ступени в плотных слоях атмосферы с приемлемой скоростью. На этом же этапе раскрываются и начинают свою работу аэродинамические органы управления и стабилизации движения ступени по каналам тангажа, рыскания и крена при одновременной работе двигателей 5 в режиме торможения. В зависимости от параметров орбиты и массы полезной нагрузки РН, формирующих возвратную траекторию полета и, как следствие, возможного повышенного расхода топлива на совершение торможения и посадки, топливо из баков маршевой ступени при перекрытии электроклапанов 21 и 33 может перекачиваться в баки ДУ газодинамического управления и посадки, и далее на двигатели 5 и 37 торможения, управления и стабилизации по каналам тангажа и рыскания и на двигатели 4 и 35 управления и стабилизации по каналу крена. К моменту посадки в режиме терминального управления скорость движения ступени доводится до допустимого значения 2…4 м/с. Стойки посадочного устройства 16 раскрываются перед касанием ступени поверхности посадочной площадки.

Таким образом новый технический результат достигается тем, что предложена технология обеспечения посадки ступени на основе аэрогазодинамической системы управления, при которой газодинамическая система управления, аэродинамические органы управления, аппаратура системы управления и наведения и бортовые источники питания скомпонованы в единую сборку, образуя приборно-агрегатный отсек аэрогазодинамического управления. Реализуется тянущая схема управления движением центра масс на траектории спуска ступени и нормальная схема управления движением относительно центра масс ступени с сохранением габаритно-массовых характеристик ступени относительно прототипа. В конструктивно-компоновочной схеме ступени отсек аэрогазодинамического управления может быть размещен как в межбаковом или надбаковом объеме ступени, так и отдельно над ступенью в зависимости от принятой пневмогидросистемы, образуя автономный посадочный блок возвращаемой ступени.

На основе предложенной технологии становится возможным проведение автономной летной отработки аэрогазодинамической системы управления в составе демонстратора возвращаемой ступени, что обеспечивает повышение уровня готовности технологии в процессе разработки возвращаемой ступени в более короткие сроки.

ИСТОЧНИКИ ИНФОРМАЦИИ

1. Патент на изобретение №2800531 от 24.07.2023 г. «Устройство аэродинамической системы управления возвращаемой многоразовой ступени ракеты-носителя».

2. https://www.google.com/imgres?imgurl=https://www.globalsecurity.org/space/systems/images/htv-3-imagel.jpg&imgrefurl.

3. https://www.militaryfactory.com/aircraft/detail.php?aircraft_id=885.

4. https://images,app.goo.gl/LZyNTHaCjbJ4gUxK9.

5. http://en.Wikipedia.org/wiki/Intermediate experimentalVehicle.

6. https://ru.wikipedia. org/wiki/Falcon_9.

7. https://en.wikipedia. org/wiki/Falcon_9 Full Thrust.

8. US 8.678,321. - B2 (45). - Date of Patent: Mar. 25, 2014.

9. Добровольский M.B. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: учеб. для вузов. - 2-е изд., перераб. и доп.-М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2005. - 448 с. - С. 33-40, 269-273, 290-298, 425-432.

10. Ахметшин К.Ш., Кирюхин С.Ю., Рябинин А.С.Сравнительный анализ способов регулирования тяги жидкостных и твердотопливных ракетных двигателей. Сибирский ГАКУ имени акад. М.Ф. Решетнева. Решетневские чтения. 2013. Стр. 110-111. Электрон, ресурс Wikipedia. Электрон, данные. - Режим доступа: https://cyberleninka.ru/article/n/sravnitelnvv-analiz-sposobov-regulirovaniya-tvagi-zhidkostnyh-i-tverdotoplivnvh-raketnyh-dvigateley/viewer

11. Егорычев B.C., Сулинов А.В. Жидкостные ракетные двигатели малой тяги и их характеристики. Самара: Изд-во СГАУ, 2014. С.31-57. Электрон, ресурс Wikipedia. Электрон, данные. - Режим доступа: http://repo.ssau.ru/bitstream/Uchebnye-posobiya/Zhidkostnye-raketnye-dvigateli-maloi-tyagi-i-ih-harakteristiki-Elektronnyi-resurs. pdf.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к устройствам обеспечения посадки возвращаемой многоразовой ступени ракеты-носителя. Устройство содержит аэродинамические управляющие поверхности, систему газодинамического управления с жидкостной двигательной установкой (ДУ), состоящей из двигателей торможения и управления, установленных под углом 15-30°, а также двигателей управления креном, попарно расположенных в поперечной плоскости. Также устройство содержит топливную систему, состоящую из кольцеобразных баков горючего и окислителя с общими несущими стенками, пневмогидросистемы, соединённой с системой наддува маршевых баков через электроклапаны и мембраны. ДУ, аэродинамические органы, аппаратура управления и источник питания размещены над любым из баков маршевой ДУ, образуя приборно-агрегатный отсек. Достигается обеспечение посадки возвращаемой многоразовой ступени ракеты-носителя с аэрогазодинамической системой управления. 2 ил.

Устройство обеспечения посадки возвращаемой многоразовой ступени ракеты-носителя, содержащее аэродинамические органы управления в виде управляющих поверхностей, систему газодинамического управления относительно центра масс ступени, отличающееся тем, что в систему газодинамического управления введена жидкостная двигательная установка, состоящая из 4-х двигателей торможения и управления в каналах тангажа и рыскания, расположенных в двух взаимно перпендикулярных плоскостях и продольные оси которых направлены под углом 15…30 градусов относительно продольной оси ступени с обеспечением торможения ступени в тянущем режиме, и 4-х двигателей управления в канале крена, попарно диаметрально расположенных в поперечной плоскости ступени, содержащая баки горючего и окислителя кольцевой формы, имеющие общие несущие стенки с несущей стенкой корпуса ступени и между собой, пневмогидросистему, связанную с системой наддува баков маршевой двигательной установки и системой подачи компонентов топлива в баки двигательной установки газодинамического управления посредством установленных на трубопроводах электроклапанов и мембран системы подачи компонентов топлива и регулирования вектора тяги, причем сама двигательная установка совместно с аэродинамическими органами управления, аппаратурой системы управления и наведения и бортовым источником питания размещена над баком одного из компонентов топлива маршевой двигательной установки ступени, образуя приборно-агрегатный отсек аэрогазодинамического управления.