JP2003512254A

JP2003512254A - ロケットの第１段の再使用型ブースタ

Info

Publication number: JP2003512254A
Application number: JP2001533021A
Authority: JP
Inventors: キセレフ、アナトリー・イワノビッチ; メドウェデフ、アレクサンドル・アレクセービッチ; トルファノフ、ユーリー・ニコラエビッチ; ラズーギン、イゴール・セルゲービッチ; クズネツォフ、ユーリー・レオニドビッチ; パンケビッチ、アレクサンドル・アレクサンドロビッチ; ナボイスチコフ、ゲナディ・フェドロビッチ; ウシャコフ、ウラジミール・ミハイロビッチ
Priority date: 1999-10-26
Filing date: 2000-10-13
Publication date: 2003-04-02
Also published as: DE60008350T2; US6454216B1; EP1162139B1; ATE259739T1; WO2001030653A1; EP1162139A4; RU2148536C1; DE60008350D1; EP1162139A1

Abstract

(57)【要約】【課題】ロケットの第１段用の再使用型ブースタ【解決手段】ブースタは、酸化剤および燃料のためのタンクを含む胴体と、ドーム状の先端コンパートメントと、タンク間部分および後部胴体と、ロケットエンジン装置と、全可動翼であって、上昇中はその翼を回転してブースタの軸に沿った位置に固定し、帰還飛行中は９０度回転した位置に固定するユニットを持つ全可動翼と、垂直および水平尾翼アセンブリと、３点サポート着陸装置と、ロケットの第２段に結合するための空力制御機構およびユニットを備え、空気供給ジェットエンジン装置を備え、このエンジンは、先端コンパートメント内に設けられた空気取入口および先端コンパートメントの外側形状の側管を越えて延びる排気ノズルを持つガス管を備える２台のエンジンと、翼中に推進剤タンクを持つ推進剤システムと、先端コンパートメント内に使用タンク及びバランスタンクとを備える。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】

本発明は宇宙ロケット工学に関するものであり、また広範囲の傾斜角で宇宙空
間の基準軌道に目的物を打ち上げる全方位ロケットシステムの製作において利用
でき、使用済みブースタが落下する範囲の領土の割譲を必要としない。

【０００２】

【従来技術】

ロケットの第１段の再使用ブースタの現在の各種プロジェクトでは、揚力空力
面および着陸装置を備えており、飛行中のエンジン作動終了後にブースタをロケ
ットから分離し、大気圏内で飛行中に大気に突入させ、その後飛行場に着陸させ
ることが知られている。これにより、ロケットの発射の間の環境保全の問題の解
決が可能になり、軌道内に有効な運搬物を送達するコストを低減できる。

【０００３】

【発明が解決しようとする課題】

特に、再使用型宇宙輸送システム“スペースシャトル”の最新の変形形態では
、ロケットの第１段の再使用型ブースタが知られている。ブースタは、酸化剤お
よび燃料用タンク、ドーム状の先端コンパートエント、タンク間部分および後部
胴体、後部胴体内に配置されたロケットエンジン装置、タンク間部分の背後に低
翼板方式に従って胴体に取付けられた翼、翼の上方の先端コンパートメント上の
前方水平尾翼アセンブリ、垂直尾翼、翼の低表面に配置された６台のターボジェ
ットエンジンおよび胴体の下側面上の４台のターボジェットエンジンを備える空
気供給ジェットエンジン装置、および翼コンソールの翼弦の付け根部分に配置さ
れた２つの主サポートおよび先端コンパートメント内に配置された前部サポート
から構成される３点サポート着陸装置を備えている（Ｍ．Ｇ．Ｂｅｎｔｏｎの
スペースシャトル用の再使用型フライバック液体ロケットブースタ、Ｊｏｕｒｎ
ａｌｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔａｎｄＲｏｃｋｅｔｓ，ＶＩＩ−ＶＩ
ＩＩ１９８９，ｖｏｌ．２６，Ｎ４，ｐ．２５２，Ｆｉｂ．１参照）
。ブースタの構造は、ロケット発射施設領域内へのその帰還および水平着陸に必
要なものを備えている。しかし、再使用型ブースタのこの構造の欠点は、翼コン
ソールのサイズ（広がり）が大きいことであり、これの技術的解決にはロケット
発射複合装置の構造の大幅な変更をもたらす。翼コンソールの寸法拡大はまた、
上昇の推進力が作動している間のロケットの全体構造への翼負荷の増加の原因と
なり、再使用型ブースタだけでなく打上ロケットの次段の重量も増加し、その結
果として有効負荷の重量の追加損失を増加させる。さらに、“クリート”法に従
う揚力面の配置は、飛行の全工程におけるバランス、安定性および制御性の確実
性に問題を生じる。この構造のその他の欠点は、翼コンソールおよび本体の下側
面へのターボジェットエンジンの配置であり、そのためにエンジン自体の熱防護
を必要とし、またブースタの重量を増加させる。

【０００４】ロケットの第１段の再使用型ブースタはまた、ロケットアセンブリおよび機体
から構成され、それらは分離した一体鋳造ユニットの形状であって、動力連結ユ
ニットで結合されている。ロケットアセンブリは飛行中のエンジンおよびジェッ
ト制御システムエンジンを装備している。ロケットアセンブリの先端部分はドー
ムで密閉されている。機体は胴体、２つの折りたたみ翼、折りたたみ後部尾翼、
引き起こし空力フラップおよび着陸装置を有する。翼コンソールは、ブースタ構
造の重心領域を通過する直径面内に配置された回転軸を備える。折りたたみ位置
では、翼コンソールは胴体に沿って前方に配列され、それのスロットのエッジに
位置調整され、短い三角翼―開いた位置で長い翼を形成できる―を形成する。開
いた位置の後部尾翼はＶ形形状を有し、２つの空気供給ジェットエンジンを装備
して、ロケットの発射地点近くの空港にブースタを帰還させる。着陸装置は主サ
ポート、前部サポートおよび補助翼下サポートから構成される（ロシア連邦特許
第２０５３９３６号、クラスＢ６４Ｇ１／１００、１／１４、１９９６年
２月参照）。尾翼アセンブリのコンソールに空気供給ジェットエンジンを取付け
ると、尾翼アセンブリの構造がさらに複雑になり、またエンジン自体の熱防護が
必要になり、その結果ブースタ重量が増加する。翼のバランスフラップおよび回
転コンソールの存在は、飛行速度の全範囲に渡りブースタのバランスを保つのを
著しく複雑にする。尾翼アセンブリの空力焦点からブースタの重心へ距離を短く
すると、尾翼アセンブリ領域の著しい増加、およびそれによるその重量の著しい
増加を招く。ロケットアセンブリおよび分離一体鋳造の形状の機体の具体化は、
全体としてブースタの重量を増加させる。さらに、大気圏中でコンソールを開く
ことはブースタの空力を大幅に変化させ、その結果安定化および制御を確実にす
る問題を解決する必要が生じる。

【０００５】材料特性の組合せに関する本発明内容に類似のブースタはロケットの第１段の
再使用型ブースタであって、ブースタは、酸化剤および燃料用タンクを含む胴体
と、細長いドーム状の先端コンパートメントと、タンク間部分および後部胴体と
、ロケットエンジン装置と、胴体の平坦な下側面に取付けた直線的は全可動翼で
あって、上昇中はその翼を回転してブースタの軸に沿った位置に固定し、帰還飛
行中は９０度回転した位置に固定するユニットを持つ全可動翼と、その各々が翼
のコンソール上および先端コンパートメント内にそれぞれ配置された２つの引き
起こしプレートから構成される垂直および水平尾翼アセンブリと、タンク間部分
領域のブースタ胴体に取付けた２つの主サポートおよび先端コンパートメント内
に配置された前部サポートから構成される３点サポート着陸装置と、空力制御機
構を備えている（米国特許第４８３４３２４号、クラス２４４／１６０、Ｂ６
４Ｇ１／４、１９８９年５月３０日参照）。全可動翼は、上昇中のロケットの
最適化外形、および各飛行の間の点検中に既存装置に再使用型ブースタを配置す
る可能性を提供する。しかし、既知のブースタは以下のような多くの欠点を持つ
。

【０００６】ロケットの第２段から分離後のこのブースタの帰還は、グライダー飛行におい
てだけ可能になる。なぜなら空気供給ジェットエンジン装置はブースタの構成内
には装備されていないからである。したがって、ロケットの第１と第２段の分離
は、低い高度と低速度で実行され、結果として第２段の重量の増加と、それによ
る有効負荷の重量の低減を招く。

【０００７】水平尾翼アセンブリの前部配置は、ロケットから分離後の４０乃至５０度範囲
の入射角、および帰還飛行および着陸における３乃至１０度の範囲の入射角での
飛行に対し、帰還される再使用型ブースタの満足なバランスを得られない。

【０００８】翼コンソールへの垂直尾翼アセンブリの配置は、全範囲の速度および入射角で
の帰還飛行中の長さが短いために、ブースタの十分な安定度が得られず、その結
果その面積を拡大する必要がある。その上、翼の構造がさらに複雑になり、垂直
尾翼アセンブリを開くために追加駆動力を必要とする。

【０００９】ブースタの帰還飛行中に、翼を９０度回転して胴体に沿って動かすためのユニ
ットの構造は非常に複雑であり、またブースタの重量を増加させる。

【００１０】シャーシの主サポートをブースタの胴体内に収納するには、タンク間に非常に
大きい動力部分を必要とし、その結果ブースタの重量が大幅に増加さする。

【００１１】細長い先端ドームの存在がブースタの重量をさらに増加させる。

【００１２】ブースタの配置および構造は、直列式ロケットの第１段のブースタとしての使
用への準備をしていない。

【００１３】本発明で述べる解決法に対する目的は、標準ロケットブロック（構成単位）を
基本に打上ロケットの第１段の再使用型ブースタを製作することであり、その構
造が、大気圏中の飛行の全段階に渡り、帰還飛行の間の長期トリム（平衡状態）
を保証することである。ただし上の飛行には、初期のロケットブロックの構造お
よび配置の前もっての決定、および揚力面の配置および可能な長期の中心合わせ
範囲に対して課す限界に関する条件の下で重心からの圧力中心の最小ずれに対す
る対応装備を備えている。

【００１４】本発明の別の目的は、打上ロケットの第１段の再使用型ブースタを製作するこ
とであり、その構造が帰還飛行中に以下を備えている。

【００１５】打上げ−着陸複合装置に対するブースタの同時回転による、高速での高効率な
エネルギー放散。

【００１６】飛行中の亜音速での空力特性の必要レベル。

【００１７】必要な操作の擾乱および実行に対する安定化を保証しつつ、安定性および制御
性必要条件を満たす。

【００１８】着陸モードの間、許容できる速度で着陸を実行する輸送特性の必要レベルの装
備。

【００１９】本発明のさらに別の目的は、ロケットの第１段の再使用型ブースタを製作する
ことであり、その配置と構造が、ロケットの直列方式およびパケット方式の両方
における第１段のブースタとして使用するのを保証することである。

【００２０】

【発明を解決するための手段】

前述の目的はロケットの第１段の再使用型ブースタで達成されるものであり、
このブースタには、酸化剤および燃料のためのタンクを有する胴体と、ドーム状
の先端コンパートメントと、タンク間部分および後部胴体と、ロケットエンジン
装置と、直線的な全可動翼であって、上昇中はその翼を回転させてブースタの軸
に沿った位置に固定し、帰還飛行中は９０度回転した位置に固定させるユニット
を持つ全可動翼と、垂直および水平尾翼アセンブリと、ブースタ胴体に設けられ
た２つの主サポートおよび先端コンパートメント内に配置された前部サポートか
ら構成された３点サポート着陸装置と、ロケットの第２段に結合するための空力
制御機構およびユニットとを具備しており、本発明によれば空気供給ジェットエ
ンジン装置を備え、そのエンジンが先端コンパートメント内に設けられた空気取
入口を持つ２台のエンジン、および翼中に推進剤タンクを持つ推進剤システム、
先端コンパートメント内に使用タンクおよびバランスタンクを含む。翼はタンク
間部分の領域のブースタ胴体の上面に設けられる。水平および垂直尾翼は後部胴
体に設けられ、それぞれ小さい負のＶ形角度を持つ２つの全可動コンソールから
構成された安定板と方向舵を持つ尾翼の形状で形成されている。空気供給ジェッ
ト装置のエンジンは、先端コンパートメントの外側形状の側管を越えて延び、流
線形ドームで密封される排気ノズルを持つガス配管を備えている。排気ノズルは
ブースタ胴体の表面から移動しており、その軸は酸化剤タンクの表面から偏向し
ている。先端コンパートメントのドームは球形の一部分の形状に製作され、先端
コンパートメント内に取付けられた駆動部を備える１つの回転プラグで閉じられ
る前述の空気取入口のための２つの吸入穴を有している。

【００２１】ブースタは、外気圏領域の帰還飛行中および初期段階の大気圏飛行中はジェッ
ト制御システムを備えることができ、この制御システムは２つの着脱可能モジュ
ールから構成され、その各々が空気供給ジェット装置のエンジンの排気ノズルの
ドーム内部に配置されている。

【００２２】上昇時はブースタに軸に沿った位置に翼を固定し、また帰還飛行時は９０度回
転した位置に翼を固定するユニットは、４つのロックおよび２つのクランプを備
えており、酸化剤タンクと燃料タンクに取付けられた整合エレメントを用いて上
昇時のブースタの軸に沿った翼の位置を限定できる。

【００２３】翼を回転するユニットの軸はブースタの対称軸に対し移動でき、タンク間部分
の前方部分に配置できる。

【００２４】酸化剤タンクと燃料タンクそれぞれのシェル上に延びる前・後補強を持つ翼整
形はタンク間部分に実施するのが望ましい。

【００２５】２つのナセルを、着陸装置の主サポートの下のタンク間部分に固定できる。

【００２６】ロケットの第２段を結合するためのユニットは、先端コンパートメントの負担
搭載ユニットおよび／または先端コンパートメントおよび後部胴体の負担搭載部
上に配置できる。

【００２７】本発明の主要点は、提案した再使用型ブースタが飛行機形態の飛行体の形状に
製作され、広範囲の姿勢と速度で安定性かつ制御性の高い帰還飛行を実行できる
ことである。胴体に沿って間隔を空けた２つの揚力面（翼と水平尾翼アセンブリ
）を持つ再使用型ブースタの存在により、すべての飛行速度での必要な安定性と
制御性と、亜音速飛行モードでの逆作用抵抗の最小化が得られる。容認される従
来の飛行機方式は、大気圏中のモータなしの大きい入射角（４０”まで）での上
昇時に許容できるものであり、帰還モータ飛行時および着陸において最適である
。全可動コンソールを持つ安定板の形状に水平尾翼アセンブリを製作し、また方
向舵を持つ尾翼の形状垂直尾翼アセンブリを製作し、それらを後部胴体に取付け
ることにより、ブースタに作用するモーメントによる必要なバランスが得られ、
安定化の片寄りに関しては逆に維持される。さらに尾翼アセンブリにより、ロケ
ットの上昇段階において、空力制御機構を使用して飛行中エンジンの偏向角度を
減少でき、また飛行中エンジンの効率を向上できる。空気供給ジェットエンジン
装置を持つブースタを提供することは帰還エンジン飛行を実行し、高い高度と高
速における、また打上げ地点から遠方での、ロケットの第２段からのブースタの
分離を実行でき、その結果、軌道に乗せる有効負荷の重量を増加する。先端コン
パートメント内に空気供給ジェットエンジン装置を搭載することは、ブースタの
先端抵抗を増加させず、また大気圏の高密度層への再突入時のエンジンの追加熱
防護を必要としない。さらに、前述のエンジンの位置、および先端コンパートメ
ント内の使用タンクおよびバランスタンクの位置は、帰還飛行中の全モードにお
けるタンク間部分の領域でのブースタ重心の必要な位置を提供する。ブースタ表
面から排気ノズルを移動し、および酸化剤タンクの表面からそれらの軸を偏向さ
せることは、エンジン作動中の酸化剤タンクの加熱を防止する。空気供給ジェッ
ト装置の空気取入れ用の２つの吸入穴を持つ球形の一部分の形状で先端コンパー
トメントのドームを製作し、その吸入穴を先端コンパートメント内に取付けられ
た駆動装置を備える１つの回転プラグで密封することにより、上昇時および降下
の初期段階での、エンジンが回転開始するときのモーメントに対する空気供給ジ
ェット装置エンジンの保護が可能になる。

【００２８】ジェット制御システムを持つブースタを装備することにより、ロケットから分
離後の、帰還飛行の初期段階での重心に対するブースタの制御とその安定化を可
能にする。ジェット制御システムを先端コンパートメントに取付けられる２つの
着脱可能モジュールの形状に製作し、その各々のフレームを空気供給ジェット装
置エンジンのガス配管の排気ノズルのドームに組み込まれる空力ドームの形状に
製作することにより、追加の空力抵抗は発生せず、またモジュールを容易に着脱
でき、技術点検の時間を短縮する。

【００２９】上昇中はブースタの軸に沿った位置に尾翼を確実に固定し、帰還飛行中は９０
度回転した位置に尾翼を固定する４つのロックと、上昇中はブースタの軸に沿っ
た尾翼の位置を限定するクランプを持ち、また酸化剤タンクおよび燃料タンクに
取付けられた整列エレメントを備える尾翼を装備することにより、上昇段階およ
び帰還飛行中のブースタ胴体に対する尾翼の高信頼結合を実現し、さらに上昇中
の翼コンソールの振動を防止する。

【００３０】翼の回転軸をブースタの対称軸から移動し、前方部分のタンク間部分に配置す
ることにより、尾翼の前方エッジに接触せずに上昇中に翼をブースタ胴体に沿っ
て配置し、また初期ロケットブロックの予め決めた構造および配置に対し位置合
わせできる。

【００３１】タンク間部分に、酸化剤タンクと燃料タンクのシェルをそれぞれ越えて延びる
前・後補強を備える、外側形状がゆるやかな流線形形状を有する翼整形板を製作
することにより、“ブースタ翼胴体”流れの相互効果を大幅に減少できる。

【００３２】着陸装置の主サポートの下のタンク間部分に２つのナセルを取付けることによ
り、主サポートの必要なゲージを確保し、タンク間部分の寸法を増加させずにそ
れらの配置を確実にする。

【００３３】ロケットの第２段の、先端コンパートメントの負担搭載ユニットおよび／また
は先端コンパートメントおよび後部胴体の負担搭載ユニットにブースタを結合す
るエレメントの配置は、直列式およびパケット式ロケットの両方のブースタに対
して使用できる。

【００３４】

【発明の実施の形態】

ブースタ１は胴体２を備え、その胴体は先端コンパートメント３、ロケットア
センブリ４および後部胴体５、および帰還および着陸に対する手段の複合装置か
ら構成される。

【００３５】ロケットモジュールは、酸化剤および燃料用のその構成タンク６と７内に、タ
ンク間部分８、飛行中液体推進剤ロケットエンジン９（ＬＰＲＥ）、上昇時に制
御システムの推進剤材料およびエレメントを供給するためのエアドロリックシス
テムを備える。

【００３６】帰還と着陸に対する手段の複合装置は、ロケットの第２段からの分離後、ブー
スタの飛行の実行を可能にして、正規の滑走路に着陸する。この装置は以下を含
む。

【００３７】機械化した全可動翼、尾翼アセンブリ、空気供給ジェットエンジン装置（ＡＪＥＩ）、ジェット制御システム（ＪＣＳ）、３点サポートフレームおよびパラシュートブレーキ装置を備えた着陸装置、翼の回転および固定の機構、空気取入口の回転プラグの機構、方向舵サーボシステムの複合装置、輸送制御複合装置。

【００３８】全可動翼１０はタンク間部分８の上部分に取付けられており、２つの位置、す
なわちブースタに沿って配置される（図１と２の１点鎖線で示される）発射時位
置と、９０度回転する作動時（“飛行機”）位置を有する。発射時位置から作動
時位置への翼の移動は、外気圏飛行中に実行される。これを実行するために、空
気圧駆動１２を用いて翼を回転するユニット１１および前記位置に翼を固定する
４つのロック１３が、タンク間部分に取付けられている。翼コンソールは、上昇
時の、ブースタの軸に沿った翼の位置のロックリミッタ１４を備える。固定具の
整列エレメントは、ロケットブロックの酸化剤タンクおよび燃料タンク６、７に
取付けられる。翼は前方エッジに関しては小さい広がり角を持ち、平面図では台
形形状を有する。翼を回転するユニットの軸はブースタの対称軸に対し距離Δだ
け移動し、タンク間部分の前方部分に配置される。翼との結合部分のロケットブ
ロックの外側形状上には、酸化剤および燃料タンクのシェルまで延びる前・後補
強を持つ空力整形板１５がある。翼は補助翼１６、フラップ１７およびインター
セプタ１８を備えている。

【００３９】尾翼アセンブリは後部胴体５に取付けられており、方向舵２０を持つ尾翼１９
および全可動コンソール２１を持つ安定板の形状の水平尾翼アセンブリから構成
される。安定板コンソールは後退角のついた前方エッジを持つ平面図で台形形状
を有しており、横方向の負のＶ形角度で取り付けられている。安定板コンソール
のルーフ部分には、固体推進剤エンジン２２（ＳＰＲＥ）の取付け用のくぼみが
あり、ロケットの第１および第２段の“コールド”分離を確実にする。

【００４０】ＡＪＥＩは、着陸空港へのブースタの帰還飛行と、着陸操縦および着陸の実行
に必要な水力を発生する機能を持つ。ＡＪＥＩは以下を含む。

【００４１】２台の空気供給ジェットエンジン（ＡＪＥ）、２つの空気取入口２４および排気ノズル２６を持つ２つのガス管延長部分２５
、推進剤タンク、配管および集合体を持つ推進剤システム、エンジン装置を制御するシステムのエレメント。

【００４２】ＡＪＥＩのエンジンおよび集合体は先端コンパートメント３内に配置される。
ＡＪＥＩの推進剤システムの構成は、翼内に配置された主タンク２７と、先端コ
ンパートメント内に配置された使用タンク２８およびバランスタンク２９を含む
。バランスタンクは、異なる飛行速度における長軸方向のバランス要求に依存し
てブースタのセンタリングを変更する機能を持つ。空気は先端、各エンジンの自
律機構、空気取入口２４を通りエンジンに供給される。空気取入口は飛行経路の
エンジンを使用しない状態では、駆動部３１を持つ回転プラグ３０によって閉じ
られ、発射に先立ち空気供給ジェットエンジンを開く。ＡＪＥの排気ノズル２６
は先端コンパートメント３の外側輪郭のプロファイルを越えて延びており、流線
形ドーム３２で閉じられている。酸化剤タンク６のシェル上のＡＪＥ流れの熱作
用を抑制するために、排気ノズル２６をブースタ胴体２の表面から移動し、それ
らの軸を酸化剤タンクの表面から片寄らせる。これにより、酸化剤タンクのシェ
ルが予め決めた温度以上に加熱されないことを保証する。

【００４３】ＪＣＳは、外気圏での飛行において、第２段３３から分離した瞬間からの再使
用型ブースタの制御飛行を確実に行い、大気圏の高密度層への突入と大気圏飛行
の初期段階への復帰の機能を持つ。ＪＣＳは、アセンブリとして自律性を備える
モジュール形体に製作され、推進剤材料のターンアラウンド点検と補充を行う。
ＪＣＳ集合体のすべては、先端コンパートメント３に取付けられた２つの着脱式
モジュール３４内に配置される。ＡＪＥの排気ノズル２６の流線形ドーム３２は
各ＪＣＳモジュールのメインフレームである。分離後のブースタ１の必要な安定
性および外気圏飛行状態での必要な制御モーメントを得るために、それらの機能
を実行する、推進剤システム持つエンジン３５グループおよびシステムが各モジ
ュール３４に取付けられている。

【００４４】再使用型ブースタの着陸装置は３つのサポートおよびパラシュートブレーキシ
ステムを備える。前部サポート３６は先端コンパートメント３のくぼみ３７内に
配置され、主サポート３８はタンク間部分８領域のナセル３９内に配置される。
パラシュートブレーキシステムは滑走路に沿う滑走距離を短縮する。このシステ
ムは後部胴体５の上後部に取付けられたコンテナ４０内に置かれる。

【００４５】ブースタの方向舵サーボシステムの複合装置の機能は、翼１０、２つの補助翼
１６、フラップ１７の４部分、インターセプタ１８の４部分、水平尾翼アセンブ
リのコンソール２１、方向舵２０および着陸装置の前部サポート３６を可動する
ことである。

【００４６】先端コンパートメント３はロケットブロックの酸化剤タンク６を結合している
。直列式ロケットの第１および第２段を結合するためのユニット４１およびパケ
ット式ロケット（図１０および図１１）用のユニット４２、また前記各段間のシ
ステム間を通信する回線と通信のオンボードの着脱式接続のボード４３が、先端
コンパートメントの負担搭載ユニットに取付けられている。

【００４７】後部胴体５は、発射時の配列におけるロケットのサポートエレメントである。
帰還飛行中の空力抵抗を低減するために、後部胴体はオジーブ形に製作されてい
る。パケット式ロケット（図１１）の第１および第２段を結合するためのユニッ
ト４４が取付けられており、帰還および着陸用の手段の複合装置の構成からの方
向舵およびの安定板の制御駆動装置が、後部胴体に取付けられている。

【００４８】ブースタシステムの回線および通信を布設するため、酸化剤使用パイプ、酸化
剤および燃料タンクを連絡する２つの中間胴体４５を流線形ランナの形状に製作
して、機体胴体の外側に配置する。

【００４９】図８と９は、直列式またはパケット式ロケットの構成での発射から着陸操作の
開始までの、再使用型ブースタ１を帰還および着陸させる手段のシーケンス操作
を示しており、これには以下を含む、ロケットの構成でのブースタ発射および推力作動状態での運動を示し、推進剤
材料の保有分が消耗するまで続く（参照符号４６）、ロケットの第２段からのブースタの分離（参照符号４７）、大気圏外の弾道飛行（参照符号４８）、大気圏の高密度層へのブースタの突入（参照符号４９）、バンキング（横傾斜）による回転（参照符号５０）、ＡＪＥＩの点火（参照符号５１）、エンジン飛行に戻る（参照符号５２）、着陸準備操縦および最終進入（参照符号５３）、発射−着地施設の滑走路への着地。

【００５０】ロケットが、各段を分離する計算された点まで上昇して（参照符号４７）、ロ
ケットエンジン装置９の持続飛行用ＬＴＥを停止した後、ブースタ１の後部胴体
５に取付けられたＳＰＲＥ２２を使用して“コールド”法に従って各段の分離
を行う。弾道飛行段階中（参照符号４８）および空力制御装置の効率的作動モー
ドの開始前は、ブースタの位置の安定化と制御はＪＣＳにより提供される。その
同一段階中は、空気圧駆動１２を用いて９０度回転させて、翼１０を作動位置、
例えば「飛行機」位置に移動し、タンク６および７からの推進剤材料の残り部分
の放出、飛行中エンジンＬＪＥの配管およびキャビティの吹出し操作を実行する
。滑空段階の最後にバンキングを行い（参照符号５０）、駆動３１を用いてプラ
グ３０を回転してＡＪＥ２３の空気取入口２４を開く工程と、自動回転モード
からの空気点火および高度６−４ｋｍでのＡＪＥのその後の点火準備工程（参照
符号５１）を実行する。大気圏内の飛行中（参照符号５２）、ブースタの縦揺れ
のバランシングおよび制御は安定板の全可動コンソールでなされる。横揺れの安
定化は方向舵２０を持つ尾翼１９を用いてなされる。バンキング制御は安定板コ
ンソール２１および翼１０の補助翼１６を別方向に傾けて行う。

【００５１】飛行中のブースタの運動の制御は、オンボードの制御複合装置の構成に含まれ
る航行操縦複合装置により実行され、それにより航行衛星からの情報の受信およ
び処理を実行し、対応する制御信号を発生する。飛行は打上げ−着陸施設の滑走
路に着陸し（参照符号５４）、ＡＪＥ２３を停止することにより終了する。飛
行終了後、、ブースタのターンアラウンド点検および後続の使用に備える準備の
各工程が実行される。

【００５２】本発明の再使用型ブースタの集合装置およびエレメントは、宇宙ロケット工学
および航空工学で広く使用できる。したがって本発明の内容は、最新材料および
技術を利用して宇宙ロケットおよび航空産業で実現できるものである。

【図面の簡単な説明】

【図１】軽量クラスのロケット第１段の本発明による再使用型ブースタの側面図である
。

【図２】軽量クラスのロケット第１段の本発明による再使用型ブースタの上面図である
。

【図３】軽量クラスのロケット第１段の本発明による再使用型ブースタの背面図である
。

【図４】先端コンパートメントの側面図である。

【図５】図４のＡ−Ａラインで切断した図である。

【図６】図５のＢ−Ｂラインで切断した図である。

【図７】翼整形板の上面図である（翼の両方位置は２点鎖線）。

【図８】ブースタの飛行経路の垂直発射および水平発射を示す。

【図９】ブースタの飛行経路の垂直発射および水平発射を示す。

【図１０】直列方式ロケットの構成内のブースタを示す。

【図１１】パケット方式ロケットの構成内のブースタを示す。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (71)出願人ＦＥＤＥＲＡＬＮＯＥＧＯＳＵＤＡＲＳＴＶＥＮＮＯＥＵＮＩＴＡＲＮＯＥＰＲＥＤＰＲＩＹＡＴＩＥ “ＧＯＳＵＤＡＲＳＴＶＥＮＮＹＫＯＳＭＩＣＨＥＳＫＹＮＡＵＣＨＮＯ−ＰＲＯＩＺＶＯＤＳＴＶＥＮＮＹＴＳＥＮＴＲＩＭ．Ｍ．Ｖ．ＫＨＲＵＮＩＣＨＥＶＡ" (72)発明者キセレフ、アナトリー・イワノビッチロシア国、121433 モスコー、ユーエル・ボルシャヤ・フィレフスカヤ、ディー・ 57、ケーブイ・71 (72)発明者メドウェデフ、アレクサンドル・アレクセービッチロシア国、121248 モスコー、クツーゾフスキー・プロスペクト、ディー・４、コープ・２、ケーブイ・472 (72)発明者トルファノフ、ユーリー・ニコラエビッチロシア国、121151 モスコー、クツーゾフスキー・プロスペクト、ディー・24、ケーブイ・27 (72)発明者ラズーギン、イゴール・セルゲービッチロシア国、129164 モスコー、ユーエル・マラヤ、モスコフスカヤ、ディー・２、ケーブイ・211 (72)発明者クズネツォフ、ユーリー・レオニドビッチロシア国、104497 モスコー、ユーエル・バイカルスカヤ、ディー・44、コープ・１、ケーブイ・68 (72)発明者パンケビッチ、アレクサンドル・アレクサンドロビッチロシア国、143430 モスコフスカヤ・オービーエル、ポス・ナクハビノ、ユーエル・ソベツカヤ、ディー・28、ケーブイ・53 (72)発明者ナボイスチコフ、ゲナディ・フェドロビッチロシア国、123363 モスコー、ユーエル・ノボポセルコバヤ、ディー・５、ケーブイ・16 (72)発明者ウシャコフ、ウラジミール・ミハイロビッチロシア国、111538 モスコー、ユーエル・ベシュニャコフスカヤ、ディー・25／２、ケーブイ・68

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】酸化剤および燃料のためのタンクを有する胴体と、ドーム状の先端コンパートメントと、タンク間部分および後部胴体と、ロケットエンジン装置と、直線的な全可動翼であって、上昇中はその翼を回転させてブースタの軸に沿っ
た位置に固定し、帰還飛行中は９０度回転した位置に固定させるユニットを持つ
全可動翼と、垂直および水平尾翼アセンブリと、前記ブースタ胴体に設けられた２つの主サポートおよび先端コンパートメント
内に配置された前部サポートから構成された３点サポート着陸装置と、ロケットの第２段に結合するための空力制御機構およびユニットとを具備する
ロケットの第１段の再使用型ブースタにおいて、前記先端コンパートメント内に設けられた空気取入口を持つ２つのエンジンと
を有する空気供給ジェットエンジン装置と、前記翼内の主推進剤タンクおよび前
記先端コンパートメント内の使用およびバランスタンクを含む推進剤システムと
を具備し、翼が、タンク間部分の領域のブースタ胴体の上面に設けられ、水平尾翼および垂直尾翼が、後部胴体に設けられ、かつそれぞれが小さい負の
Ｖ形角度を持つ２つの全可動コンソールから構成された安定板と方向舵を持つ尾
翼の形状で形成されており、前記空気供給ジェット装置のエンジンは、先端コンパートメントの外側形状の
側管を越えて延び、流線形ドームで密封される排気ノズルを持つガス配管を備え
、前記排気ノズルは、ブースタ胴体の表面から変位されており、これらの軸は酸
化剤タンクの表面から偏向されており、そして、前記先端コンパートメントのドームは、球形の一部分の形状に形成され、さら
に先端コンパートメント内に取付けられた駆動部を備える１つの回転プラグで閉
じられる前記空気取入口用の２つの吸入穴を有することを特徴とする再使用型ブ
ースタ。
【請求項２】前記再使用型ブースタが、帰還飛行の外気圏飛行中および初
期段階の大気圏飛行中のジェット制御システムを備えており、前記ジェット制御システムが２つの着脱式モジュールから構成され、そのモジ
ュールの各々が前記空気供給ジェット装置のエンジンの排気ノズルの前記ドーム
内部に配置されていることを特徴とする請求項１の再使用型ブースタ。
【請求項３】前記翼を、上昇中はブースタの前記軸の沿った位置に固定し
、帰還飛行中は９０度回転した位置に固定する前記ユニットが、４つのロックと
２つのクランプを備えており、それにより上昇中は、酸化剤および燃料タンクに
取付けられた整合エレメントによりブースタの前記軸に沿った翼の位置を制限し
ていることを特徴とする請求項１の再使用型ブースタ。
【請求項４】前記翼を回転するユニットの前記軸が、ブースタに対称の前
記軸に対して移動し、タンク間部分の前記前方部分内に配置されていることを特
徴とする請求項１の再使用型ブースタ。
【請求項５】前記酸化剤タンクおよび燃料タンクそれぞれのシェル上に延
びる前・後補強を持つ翼整形板が、前記タンク間部分上形成されていることを特
徴とする請求項１の再使用型ブースタ。
【請求項６】２つのナセルが着陸装置の前記主サポートの下の前記タンク
間部分の固定されていることを特徴とする請求項１の再使用型ブースタ。
【請求項７】ロケットの第２段を結合するための前記ユニットが、前記先
端コンパートメントの負荷搭載ユニットおよび／または前記先端コンパートメン
トおよび後部胴体上に配置されていることを特徴とする請求項１の再使用型ブー
スタ。