ES2921154T3 - Etapa reutilizable para una lanzadera espacial, lanzadera espacial y método para transportar una carga útil al espacio - Google Patents

Etapa reutilizable para una lanzadera espacial, lanzadera espacial y método para transportar una carga útil al espacio Download PDF

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Rasmus Bergstrom
Federico Rossi
Nicola Palumbo
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Abstract

Se proporciona una etapa para un vehículo de lanzamiento espacial. El vehículo de lanzamiento espacial tiene un cuerpo principal que incluye un primer extremo y un segundo extremo, y define un eje longitudinal central entre el primer extremo y el segundo extremo. El escenario comprende un motor de cohete de escenario dispuesto en o cerca del primer extremo del escenario para impulsar el vehículo de lanzamiento verticalmente hacia arriba en el despegue. Además, la etapa comprende una pluralidad de ventiladores para proporcionar ascensor durante un procedimiento de aterrizaje de la etapa, en el que los fanáticos tienen un eje rotacional dispuesto sustancialmente perpendicular al eje longitudinal central. También se proporcionan vehículos y métodos de lanzamiento espacial para transportar una carga útil al espacio. (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN
Etapa reutilizable para una lanzadera espacial, lanzadera espacial y método para transportar una carga útil al espacio
[0001] La presente divulgación se refiere a lanzaderas ("launch vehicles”) y, en particular, a una etapa de lanzaderas, por ejemplo, una primera etapa que puede regresar a la tierra. La presente divulgación se refiere además a lanzaderas de las que una parte puede regresar a la tierra después del lanzamiento. La presente divulgación también se refiere a sistemas y métodos para transportar una carga útil al espacio.
ANTECEDENTES
[0002] Un satélite puede considerarse un artefacto artificial que se ha puesto en órbita alrededor de la tierra. Los satélites pueden utilizarse con fines militares o no militares. En particular, los satélites no militares pueden utilizarse para telecomunicaciones, vigilancia medioambiental y meteorológica, observación de la Tierra o del espacio y muchos otros fines.
[0003] Las órbitas de los satélites varían mucho, dependiendo del propósito del satélite, e incluyen la órbita terrestre baja, la órbita polar y la órbita geoestacionaria, entre otras.
[0004] Existe una tendencia creciente a la reducción del tamaño de los satélites. Al reducir el tamaño y el peso de los satélites (por ejemplo, por debajo de 500 kg), se puede reducir el coste, ya que se podrían incluir más de ellos en una lanzadera en una sola misión. Además, los satélites más pequeños, en mayor número, pueden ser más útiles para, por ejemplo, recopilar datos y/o con fines de comunicación que un pequeño número de satélites grandes. Los microsatélites se definen a veces como satélites con una masa de entre 10 y 100 kg. Los nanosatélites se definen a veces como satélites que tienen una masa de entre 1 y 10 kg.
[0005] En la actualidad, los satélites más pequeños, por ejemplo los microsatélites o los nanosatélites, suelen ir sobre una lanzadera que se utiliza para poner en órbita un satélite más grande. Así, los satélites más pequeños pueden considerarse una carga útil secundaria para esa lanzadera.
[0006] Las lanzaderas para transportar satélites a su órbita, es decir, cohetes portadores, se han fabricado tradicionalmente para una sola misión. Se utilizan una sola vez y se destruyen o abandonan durante el vuelo.
[0007] Una excepción bien conocida al uso único es el transbordador espacial ("space shuttle”). El transbordador espacial se ha utilizado para volver a la tierra y aterrizar de una manera muy similar a la de un avión. Sin embargo, el diseño del transbordador espacial ha demostrado ser prohibitivamente complejo y caro.
[0008] Más recientemente, se ha intentado reducir el coste del lanzamiento de una carga útil y esto ha dado lugar a sistemas de lanzamiento reutilizables, en los que parte de la lanzadera se recupera y se reutiliza para otro vuelo. Posiblemente, el ejemplo más conocido de una primera etapa reutilizable de una lanzadera es el desarrollado comercialmente por la empresa SpaceX™. El Falcon 9 es un cohete de dos etapas diseñado y fabricado por SpaceX™ para el transporte de satélites en órbita.
[0009] En las lanzaderas reutilizables conocidas que se están desarrollando, la primera etapa despega y aterriza sustancialmente de forma vertical. Es decir, el motor de cohete de la primera etapa se enciende para frenar la caída del vehículo hacia la tierra y así aterrizar. El motor de cohete de la primera etapa también se enciende durante la reentrada. La columna de salida de la combustión de reentrada obliga a la compresión atmosférica que crea el calor de reentrada a alejarse del cohete.
[0010] Aunque el Falcon 9 se ha utilizado con éxito, las maniobras necesarias para la reentrada y el aterrizaje son muy complejas y tecnológicamente muy difíciles. Esto conlleva un elevado coste de desarrollo.
[0011] El documento US 2011/017872 da a conocer sistemas y métodos de lanzadera para el aterrizaje y la recuperación de una etapa de aceleración y/o de otras partes del mismo en una plataforma en el mar o en otra masa de agua. En una realización, una lanzadera espacial reutilizable se lanza desde un punto de lanzamiento costero en una trayectoria sobre el agua. Tras el apagado de los motores de aceleración y la separación de la etapa superior, la etapa de aceleración (la primera etapa) vuelve a entrar en la atmósfera terrestre en una orientación de cola. A continuación, los motores de aceleración se vuelven a poner en marcha y la etapa de aceleración realiza un aterrizaje vertical con suministro de alimentación en la cubierta de una plataforma marítima preposicionada. Este se basa en maniobras similares a las del Falcon 9 y, por tanto, sufre los mismos inconvenientes.
[0012] RU 2053168C1 divulga una etapa reutilizable para una lanzadera espacial, que tiene un cuerpo principal que incluye un primer extremo y un segundo extremo, y que define un eje longitudinal central entre el primer extremo y el segundo extremo, y la etapa reutilizable comprende un motor de cohete de etapa reutilizable dispuesto en, o cerca de, el primer extremo de la etapa reutilizable para propulsar la lanzadera verticalmente hacia arriba en el despegue, y una pluralidad de ventiladores para proporcionar sustentación durante una operación de aterrizaje de la etapa reutilizable, en el que los ventiladores tienen ejes de rotación dispuestos sustancialmente perpendiculares al eje longitudinal central.
[0013] La presente divulgación proporciona ejemplos de sistemas y métodos que resuelven, al menos parcialmente, algunos de los inconvenientes mencionados.
RESUMEN
[0014] Según la invención, la reivindicación 1 proporciona una etapa reutilizable para una lanzadera espacial y la reivindicación 14 un método para transportar una carga útil al espacio. Las realizaciones de las mismas se definen en las reivindicaciones dependientes.
BREVE DESCRIPCIÓN DE LOS DIBUJOS
[0015] A continuación se describirán ejemplos no limitantes de la presente divulgación, con referencia a los dibujos adjuntos, en los que:
Las figuras 1A - 1E ilustran esquemáticamente diferentes vistas de un ejemplo de una primera etapa para una lanzadera espacial y de una lanzadera espacial;
La figura 2 ilustra esquemáticamente un ejemplo de método para transportar una carga útil al espacio; La figura 3 ilustra otro ejemplo de una primera etapa para una lanzadera espacial;
La figura 4 ilustra una vista posterior de otro ejemplo de etapa para una lanzadera espacial.
La figura 5 ilustra una vista frontal de otro ejemplo de etapa para una lanzadera espacial.
DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LOS EJEMPLOS
[0016] En estas figuras se han utilizado los mismos signos de referencia para designar los mismos elementos.
[0017] Las figuras 1A - 1E ilustran esquemáticamente diferentes vistas de un ejemplo de una primera etapa para una lanzadera espacial y de una lanzadera espacial. La lanzadera espacial según este ejemplo puede tener un peso de unas 20 toneladas y puede ser capaz de transportar una carga útil de aproximadamente 150 kg. La lanzadera 1 según este ejemplo comprende una primera etapa 10 y una segunda etapa 30. La primera etapa 10 tiene un primer extremo 14 y un segundo extremo 16, y un eje longitudinal central 12, y en este ejemplo forma una etapa reutilizable de la lanzadera espacial.
[0018] En el primer extremo 14, o cerca de él, se proporciona un motor de cohete de primera etapa 11. En este ejemplo específico, se proporciona un motor aerospike, y en particular un motor aerospike con una cámara de combustión toroidal. Un aspecto de la utilización de un motor aerospike es que el motor puede mantener su eficacia aerodinámica en una amplia gama de altitudes. Sin embargo, en otros ejemplos, pueden utilizarse motores de cohete diferentes.
[0019] El motor de cohete de la primera etapa puede tener capacidad de giro con respecto a la primera etapa u otras formas de control del vector de empuje para dirigir el vehículo.
[0020] La figura 1B ilustra esquemáticamente una vista en sección transversal de la lanzadera espacial 1. La primera etapa reutilizable 10 en este ejemplo tiene un depósito 21 para el oxígeno líquido y un depósito 22 para un combustible líquido. En algunos ejemplos, el combustible líquido puede ser metano líquido. En ejemplos alternativos, el combustible líquido puede ser queroseno, hidrógeno u otros.
[0021] La segunda etapa 30 en este ejemplo incluye la carga útil 40 y un carenado de carga útil 42. La carga útil puede ser un pequeño satélite. La segunda etapa 30 también incluye un motor de cohete de segunda etapa 32. En este ejemplo concreto, el motor de cohete de la segunda etapa incluye una tobera de campana y puede estar alimentado por oxígeno y metano.
[0022] En otros ejemplos, pueden utilizarse diferentes propulsores y motores de cohete para la primera etapa y para la segunda.
[0023] La primera etapa 10 y la segunda etapa 30 pueden ser separables en la interetapa 25. Debe quedar claro que pueden preverse diferentes formas y disposiciones para las etapas y las interetapas. En un ejemplo alternativo, la primera etapa puede tener una punta (“nose”) redondeada. Dicha punta redondeada puede hacer que la primera etapa sea más adecuada para la reentrada del cuerpo de sustentación. En el momento del lanzamiento, dicha punta redondeada puede quedar oculta a la vista en la interetapa 25. Este es sólo un ejemplo posible.
[0024] La primera etapa 10 en este ejemplo incluye filas 18A y 18B de una pluralidad de ventiladores canalizados (“ducted fans”) eléctricos 18 dispuestos uno al lado del otro. En la figura 1A, los ventiladores 18 están cubiertos por las cubiertas de ventilador 19A y 19B. En la figura 1C, las cubiertas de ventilador se han desprendido del cuerpo principal cilíndrico de la primera etapa. En un ejemplo concreto, las cubiertas de ventilador pueden fijarse mediante una pluralidad de cierres pirotécnicos, por ejemplo, pernos. Tras la reentrada y en la preparación de la operación de aterrizaje, los explosivos de los pernos pueden detonarse a distancia de forma que las cubiertas se desprendan del cuerpo principal y los ventiladores canalizados queden al descubierto.
[0025] En este ejemplo concreto, una primera fila 18A y una segunda fila 18B de ventiladores canalizados eléctricos están dispuestas en paralelo al eje longitudinal y en posiciones diametralmente opuestas del cuerpo principal cilíndrico.
[0026] El número de ventiladores canalizados puede adaptarse en función, por ejemplo, del peso de la etapa reutilizable de la lanzadera y de la alimentación de los ventiladores. En una lanzadera según la figura 1, el peso de la etapa reutilizable durante la operación de aterrizaje puede, por ejemplo, estar en un rango de 1.500 - 2.500 kg. La primera etapa puede incluir, por ejemplo, entre 60 y 80 ventiladores canalizados. El empuje nominal de los ventiladores puede estar, por ejemplo, en el rango de 200 a 400 N. En otros ejemplos, la primera etapa puede incluir, por ejemplo, un número menor de ventiladores, cada uno con un empuje nominal mayor.
[0027] Aunque no se ilustra en este ejemplo concreto, en otros ejemplos, al menos algunos de los ventiladores canalizados pueden incluir guías de admisión de flujo de aire. Las guías de admisión pueden estar diseñadas para redirigir el aire de admisión para que fluya, por ejemplo, por encima del cuerpo principal o para tomar aire desde una dirección específica.
[0028] Y aunque tampoco se ilustra en este ejemplo específico, en otro ejemplo, al menos algunos de los ventiladores canalizados tienen guías de salida de flujo de aire. Las guías de salida pueden redirigir el aire de salida y expulsar aire en una dirección específica o para proteger la salida del aire entrante. En un ejemplo, el aire de salida puede dirigirse de forma que se proporcione un componente de empuje horizontal.
[0029] En otros ejemplos, no es necesario que todos los ventiladores canalizados tengan el mismo tamaño y el mismo rendimiento nominal. En algunos ejemplos, los ventiladores canalizados más alejados del centro de gravedad pueden ser más pequeños y utilizarse predominantemente para el direccionamiento.
[0030] La figura 1D ilustra cómo la primera fila 18A y la segunda fila 18B pueden dividirse en cuatro cuadrantes 18A1, 18A2, 18B1 y 18B2 con respecto al centro de gravedad en el momento de aterrizaje. El control individual de los cuatro cuadrantes permite accionar la pluralidad de ventiladores como un cuadricóptero. La configuración de un cuadricóptero se utiliza en muchos diseños de vehículos aéreos no tripulados por sus características de control y vuelo.
[0031] Los ventiladores canalizados eléctricos pueden ser alimentados por una o más baterías. En este ejemplo, las baterías pueden estar dispuestas cerca del segundo extremo 16 de la primera etapa, es decir, en el extremo opuesto del motor cohete de la primera etapa 11. En la operación de aterrizaje, los propelentes se han agotado y el motor de cohete proporciona una masa alejada del centro geométrico de la primera etapa. Para que el centro de gravedad pueda estar dispuesto relativamente cerca del centro geométrico de la primera etapa, las baterías pueden estar dispuestas en el extremo opuesto.
[0032] Los ventiladores eléctricos o los ventiladores canalizados eléctricos pueden ser alimentados adicionalmente o alternativamente por un generador eléctrico, que a su vez podría ser alimentado, por ejemplo, por una turbina de gas. Dicho generador eléctrico podría reducir el peso total de la etapa y de la lanzadera.
[0033] La velocidad de salida del flujo de aire a través de los ventiladores canalizados debe ser lo suficientemente alta como para evitar que el aire de salida vuelva a entrar en los ventiladores canalizados cuando la velocidad de caída sea superior a la velocidad de salida de los ventiladores canalizados. La velocidad de salida del aire a través de los ventiladores canalizados puede ser, por ejemplo, de 70 m/s o más, y específicamente de 85 m/s o más.
[0034] Los ventiladores canalizados en algunos ejemplos pueden tener cierta capacidad de giro. La capacidad de control de la etapa reutilizable puede mejorarse mediante la basculación de los ventiladores canalizados. En otros ejemplos, los ventiladores no tienen capacidad de giro para aumentar la fiabilidad y reducir el peso. En estos ejemplos, los ventiladores canalizados pueden estar dispuestos o alineados a lo largo de ejes de ventilador que no son exactamente perpendiculares al eje longitudinal central 12. En particular, con referencia a la figura 1D, los grupos de ventiladores 18B1 y 18B2 pueden tener un eje de ventilador diferente al de los grupos 18A2 y 18A1.
[0035] Vistos desde la parte delantera de la lanzadera (por ejemplo, la figura 1E), los ejes de rotación del ventilador (y, por tanto, los ejes de empuje) pueden estar inclinados hacia el centro de la lanzadera. La desviación con respecto a la vertical puede ser, por ejemplo, de entre 2 y 20°, y en particular puede ser de entre 4° y 15°. La figura 1E ilustra esquemáticamente el empuje potencial de los ventiladores canalizados.
[0036] La figura 1E ilustra una vista superior de la primera etapa 10. En la figura 1E puede observarse que, cuando la primera etapa está orientada sustancialmente en horizontal (es decir, perpendicular a la orientación de despegue), la combinación del cuerpo principal y las cubiertas de ventilador 19A y 19B proporciona un cuerpo romo adecuado para la reentrada. La operación de reentrada se comentará más adelante.
[0037] Sin embargo, puede verse en la figura 1E que la activación de los ventiladores puede crear una succión del flujo de aire y, por tanto, un aumento de la velocidad del flujo de aire sobre la superficie de la etapa 10. El flujo aerodinámico creado sobre la superficie puede utilizarse para crear una sustentación adicional, y la superficie exterior de la etapa 10 puede estar adaptada para crear dicha sustentación. La succión del flujo de aire también puede utilizarse para evitar la separación de la capa límite.
[0038] La figura 2 ilustra esquemáticamente un ejemplo de método para transportar una carga útil al espacio. La lanzadera espacial 1 se dispone sustancialmente en vertical para el despegue 60 en la plataforma de despegue 50. El motor de cohete de la primera etapa está dispuesto en la parte inferior de la lanzadera espacial y se enciende para propulsar la lanzadera espacial sustancialmente en vertical en el momento del despegue.
[0039] La trayectoria de la lanzadera espacial puede ser ligeramente más pronunciada que la de la mayoría de las lanzaderas prescindibles. En la etapa 62, la primera etapa 10 puede separarse de la segunda etapa 30. La separación puede producirse, por ejemplo, a una altura de entre 50 y 150 km, por ejemplo, a unos 70 km por encima de la superficie terrestre, dependiendo de la misión. La segunda etapa 30 en este ejemplo puede llevar la carga útil, y un motor de cohete de segunda etapa. El motor de cohete de la segunda etapa puede recibir potencia para llevar la carga útil a su órbita prevista. En este ejemplo concreto, se muestra que la segunda etapa 30 tiene una tobera de salida en forma de campana. Tras la separación, dependiendo de la misión, la primera etapa continúa un vuelo ascendente hasta, por ejemplo, unos 200 km por encima de la superficie terrestre.
[0040] En algunos ejemplos, puede transportarse una carga útil adicional en la primera etapa del vehículo. En un ejemplo, dicha carga útil adicional que se devuelve a la tierra podría estar relacionada con experimentos de microgravedad.
[0041] En algunos ejemplos, los propelentes de la primera etapa pueden no agotarse antes de la separación de la segunda etapa. Tras la separación, la primera etapa de la lanzadera espacial puede maniobrar para voltear y cambiar así su orientación en la etapa 64. Para ello, el motor del cohete 10 puede recibir potencia y se puede utilizar el control del vector de empuje. Alternativa o adicionalmente, podrían utilizarse propulsores auxiliares más pequeños y/o ruedas de reacción para la maniobra de volteo.
[0042] Tanto los pequeños propulsores como las superficies de control pueden utilizarse también en otras etapas de la misión.
[0043] Después de esta maniobra en la etapa 64, el motor de cohete de la primera etapa puede encenderse para una maniobra de retroceso en la etapa 66. Dependiendo de la misión de vuelo y de la posición de la plataforma de aterrizaje 80, la maniobra de retroceso puede anular sustancialmente la velocidad horizontal de la primera etapa, anular sólo parcialmente la velocidad horizontal de la primera etapa o cambiar la dirección de vuelo de la primera etapa.
[0044] En este ejemplo concreto, en la etapa 68, puede realizarse otra maniobra de volteo. La etapa 10 puede tener una orientación sustancialmente horizontal después de la segunda maniobra de volteo. Cabe señalar que las direcciones de la maniobra de volteo indicadas en los dibujos no pretenden ser limitativas. En cualquiera de las maniobras de volteo, la dirección puede ser en el sentido de las agujas del reloj o en sentido contrario, o fuera del plano o de otro modo.
[0045] La reentrada en la atmósfera terrestre puede producirse en la etapa 69. La primera etapa puede volar en una orientación sustancialmente horizontal, es decir, el eje longitudinal central 12 de la primera etapa puede ser sustancialmente horizontal o definir un ángulo inferior a 30°, y particularmente inferior a 20° con respecto a la horizontal. En esta orientación, como se ilustra en la figura 1E, la sección transversal roma proporciona una mayor resistencia al aire produciendo una "onda de choque" que absorbe gran parte de la energía cinética del vehículo.
[0046] Las superficies de control, por ejemplo, aletas de rejilla, aletas delta, o aletas planas, pueden utilizarse para el control y la estabilidad del vuelo.
[0047] Tras la reentrada, en la etapa 70, opcionalmente se puede activar o desplegar un desacelerador pasivo para reducir la velocidad vertical de la etapa 10. El desacelerador pasivo puede ser de tipo textil, como un paracaídas o un parapente. El desacelerador pasivo también puede ser un globo paracaídas (“ballute”).
[0048] En la etapa 72, las cubiertas de ventilador 19A y 19B pueden retirarse para dejar al descubierto los ventiladores canalizados. Opcionalmente, los ventiladores canalizados pueden estar configurados para funcionar como un generador. Es decir, a medida que la etapa 10 de la lanzadera va cayendo, los ventiladores pueden ser girados por el aire que pasa a través de los ventiladores, y esta rotación puede utilizarse para cargar las baterías.
[0049] A continuación, los ventiladores canalizados pueden activarse en la etapa 74. Es posible utilizar el desacelerador al mismo tiempo que los ventiladores canalizados. En esta configuración, la fuerza de sustentación necesaria para la etapa de lanzadera puede ser proporcionada en parte por un desacelerador y por los ventiladores canalizados.
[0050] El control sobre ventiladores individuales, y/o sobre grupos de ventiladores puede utilizarse para controlar el vuelo de la primera etapa 10 para que aterrice en la etapa 76. La primera etapa 10 puede aterrizar en una configuración sustancialmente horizontal en la plataforma de aterrizaje 80. La plataforma de aterrizaje 80 puede ser terrestre o marítima y puede ser fija o móvil.
[0051] Para un aterrizaje más suave, la primera etapa puede incluir algún tipo de amortiguador o tren de aterrizaje. Alternativamente, uno o más amortiguadores pueden estar integrados en la plataforma de aterrizaje 80. De este modo, el peso de la lanzadera espacial puede ser menor y el diseño de la lanzadera puede simplificarse. La plataforma de aterrizaje 80 también podría ser una red o similar que esté configurada para absorber parte de la velocidad restante de la primera etapa de la lanzadera espacial.
[0052] En ejemplos alternativos, puede llevarse a cabo una secuencia de aterrizaje diferente. En un ejemplo, un método para transportar una carga útil al espacio puede corresponder sustancialmente a los ejemplos descritos anteriormente, pero en la etapa 76, en lugar de aterrizar en una plataforma o pista de aterrizaje, la etapa con capacidad de retorno a la base puede ser capturada en el aire en lugar de aterrizar. Es decir, un helicóptero, un dron u otra aeronave puede atrapar la etapa y luego aterrizar. Alternativamente, la etapa 76 puede ser atrapada por un gancho o brazo durante la fase final del aterrizaje.
[0053] La figura 3 ilustra otro ejemplo de una primera etapa para una lanzadera espacial. La primera etapa 10 de este ejemplo puede tener varias características en común con el ejemplo de la figura 1. Sin embargo, la pluralidad de ventiladores canalizados puede estar dispuesta en cuatro filas de ventiladores. Las cuatro filas de ventiladores están dispuestas a lo largo de cuatro brazos desplegables 41,42, 43 y 44.
[0054] Los brazos pueden desplegarse y plegarse mediante actuadores que impliquen, por ejemplo, accionamientos motorizados. Las cuatro filas de ventiladores canalizados, cuando se despliegan, están más alejadas del centro de gravedad que en la figura 1 y, por tanto, mejoran el control del vuelo.
[0055] Aunque en los ejemplos divulgados, los ejes longitudinales de la primera y la segunda etapa coinciden, debe quedar claro que la presente divulgación no se limita a tal configuración. En particular, también podría utilizarse una etapa de aceleración montada lateralmente en una etapa de la lanzadera. Una etapa de aceleración puede tener capacidad de retorno a la base. Además, la presente divulgación no debe considerarse limitativa en cuanto al tipo de motores de cohete divulgados, o a la(s) etapa(s) de una lanzadera que pueda(n) estar dotada(s) de capacidad de retorno a la base.
[0056] La figura 4 ilustra esquemáticamente otro ejemplo de etapa de lanzadera espacial, la etapa tiene capacidad de retorno a la base. La figura 4 muestra una vista posterior de la etapa con el motor de cohete 11. El motor de cohete 11 podría ser un motor aerospike como en el ejemplo de la figura 1.
[0057] El signo de referencia 13 indica el revestimiento exterior sustancialmente cilíndrico de la etapa. El revestimiento exterior 13 de la etapa forma parte de la estructura de soporte de carga y puede constituir la concha exterior de los depósitos de combustible. En el ejemplo de la figura 4, se proporciona una cubierta aerodinámica 19C que sirve para cubrir los ventiladores, por ejemplo, los ventiladores canalizados eléctricos. En este ejemplo, a diferencia del ejemplo de la figura 1, la cubierta aerodinámica 19c puede rodear sustancialmente la concha exterior de los depósitos de combustible. En este ejemplo, se aprovecha la cubierta de los ventiladores para influir positivamente en la forma aerodinámica de la etapa. La forma puede adaptarse, como en la figura 4, para proporcionar sustentación durante la reentrada. La figura 5 ilustra esquemáticamente otro ejemplo de etapa con capacidad de retorno a la base. En la figura 5 se muestra una vista frontal de la etapa. En este ejemplo, similar al de la figura 1, se proporcionan cubiertas 19D y 19E para cubrir los ventiladores. Dichas cubiertas, o parte de ellas, pueden ser desechadas durante el vuelo para descubrir los ventiladores, antes de activarlos.
[0058] En el ejemplo de la figura 5, las partes 45 de las cubiertas 19D, 19E pueden servir como superficies de control aerodinámico durante el vuelo o la reentrada. En este ejemplo, las partes 45 se muestran como aletas curvadas que podrían aumentar la sustentación y la estabilidad para la reentrada, pero son posibles otras disposiciones. Cuando las cubiertas 19D, 19E se desechan, las correspondientes superficies de control 45 pueden desecharse al mismo tiempo.
[0059] Aunque en los ejemplos divulgados se ha mostrado que los ventiladores son canalizados, en otros ejemplos podrían utilizarse hélices, propulsores, turbohélices o turboventiladores.
[0060] Aunque sólo se han divulgado aquí algunos ejemplos, otras alternativas, modificaciones y/o usos de los mismos son posibles. Por lo tanto, el alcance de la presente divulgación no debe estar limitado por ejemplos particulares, sino que debe determinarse únicamente mediante una lectura justa de las reivindicaciones que siguen.

Claims (15)

REIVINDICACIONES
1. Etapa reutilizable (10) para una lanzadera espacial (1), que tiene un cuerpo principal que incluye un primer extremo (14) y un segundo extremo (16), y que define un eje longitudinal central (12) entre el primer extremo (14) y el segundo extremo (16), y la etapa reutilizable comprende además:
un motor de cohete de etapa reutilizable (11) dispuesto en, o cerca de, el primer extremo (14) de la etapa reutilizable para propulsar la lanzadera espacial (1) verticalmente hacia arriba en el despegue, y una pluralidad de ventiladores (18) alimentados eléctricamente para proporcionar sustentación durante una operación de aterrizaje de la etapa, en el que los ventiladores (18) tienen ejes de rotación dispuestos sustancialmente perpendiculares al eje longitudinal central (12).
2. Etapa reutilizable (10) para una lanzadera espacial según la reivindicación 1, en la que la pluralidad de ventiladores (18) incluye una primera fila (18A) de ventiladores dispuestos uno al lado del otro y una segunda fila de ventiladores (18B) dispuestos uno al lado del otro, en la que la primera y la segunda fila (18A, 18B) son sustancialmente paralelas al eje longitudinal central (12).
3. Etapa reutilizable (10) para una lanzadera espacial según la reivindicación 2, en la que el cuerpo principal es cilindrico, y en la que la primera fila (18A) de ventiladores y la segunda fila (18B) de ventiladores están dispuestas en posiciones diametralmente opuestas del cuerpo principal cilíndrico.
4. Etapa reutilizable (10) para una lanzadera espacial según cualquiera de las reivindicaciones 1 - 3, en la que la etapa reutilizable (10) comprende además una o más baterías para alimentar los ventiladores.
5. Etapa reutilizable (10) para una lanzadera espacial según la reivindicación 4, en la que las baterías están dispuestas en, o cerca de, un segundo extremo (16) de la etapa reutilizable (10).
6. Etapa reutilizable (10) para una lanzadera espacial según cualquiera de las reivindicaciones 1 - 5, que comprende además una o más cubiertas de ventilador (19A, 19B) para cubrir los ventiladores (18) durante tramos de un vuelo de la lanzadera espacial (1).
7. Etapa reutilizable (10) para una lanzadera espacial según la reivindicación 6, en la que las cubiertas de ventilador (19A, 19B) están configuradas para ser desechadas durante el vuelo.
8. Etapa reutilizable (10) para una lanzadera espacial según cualquiera de las reivindicaciones 1 - 7, que comprende tanques (21,22) para un primer y un segundo propelente líquido, y que comprende además una o más bombas para bombear el propelente líquido al motor de la etapa, y en la que una o más baterías para alimentar las bombas están configuradas para alimentar los ventiladores.
9. Etapa reutilizable (10) según cualquiera de las reivindicaciones 6 o 7, en la que el cuerpo principal y las cubiertas de ventilador definen un cuerpo romo cuando se observa transversalmente al eje longitudinal (12).
10. Etapa reutilizable (10) según cualquiera de las reivindicaciones 1 - 9, en la que los ventiladores (18) son ventiladores canalizados y en la que los ventiladores canalizados tienen conductos dispuestos sustancialmente perpendiculares al eje longitudinal central.
11. Etapa reutilizable (10) según cualquiera de las reivindicaciones 1 - 10, en la que la etapa reutilizable es una primera etapa de una lanzadera espacial (1).
12. Lanzadera espacial (1) que comprende una etapa reutilizable según la reivindicación 11 y que comprende además una segunda etapa (30), en la que la segunda etapa comprende un motor de segunda etapa (32) para propulsar la segunda etapa (30).
13. Lanzadera espacial según la reivindicación 12, en la que la segunda etapa (30) transporta una carga útil (40), y en la que la carga útil (40) es opcionalmente un satélite.
14. Método para transportar una carga útil al espacio caracterizado por comprender:
proporcionar una lanzadera espacial (1) que comprende una etapa reutilizable (10) según cualquiera de las reivindicaciones 1 - 11;
disponer la carga útil (40) en la lanzadera espacial (1);
lanzar la lanzadera espacial (1) encendiendo el motor de cohete;
dirigir la etapa reutilizable (10) para que descienda; y
aterrizar la etapa reutilizable (10) mediante la alimentación de los ventiladores (18).
15. Método según la reivindicación 14, en el que aterrizar la etapa reutilizable (10) comprende orientar la etapa reutilizable (10) de manera que el eje central longitudinal (12) de la etapa reutilizable (10) esté sustancialmente horizontal.
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Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11754368B2 (en) * 2020-03-31 2023-09-12 Yoshiro Nakamats Low cost rocket
EP4030048A1 (en) * 2021-01-13 2022-07-20 Pangea Aerospace, S.L. Aerospike engines, launch vehicles incorporating such engines and methods
DE102021102638B4 (de) 2021-02-04 2022-09-08 Sascha Larch Wiederverwendbare Trägerrakete und Verfahren zum Betreiben einer derartigen wiederverwendbaren Trägerrakete
CN112793801B (zh) * 2021-04-02 2021-08-10 成都云鼎智控科技有限公司 一种无人飞行物助推结构及无人飞行物发射架
ES3000711T3 (en) * 2021-10-07 2025-03-03 Isar Aerospace Se Reusable rocket stage
US11933249B2 (en) 2021-12-30 2024-03-19 Blue Origin, Llc Reusable upper stage rocket with aerospike engine
DE102022111499B3 (de) * 2022-05-09 2023-06-29 Sascha Larch Antriebsstufe einer Trägerrakete, Trägerrakete und Verfahren zum Betreiben einer Trägerrakete
DE102022111501B3 (de) 2022-05-09 2023-06-29 Sascha Larch Antriebsstufe einer Trägerrakete, Trägerrakete und Verfahren zum Steuern einer Antriebsstufe
IL294757A (en) * 2022-07-13 2024-02-01 Tehiru Inc Stage of a missile and method of landing it
US12240603B1 (en) * 2023-01-23 2025-03-04 Exquadrum, Inc. Oblique all-wing vehicle
US12448154B2 (en) 2023-12-15 2025-10-21 Blue Origin Manufacturing, LLC System comprising a deceleration pool with a landing hook system disposed above it for receiving a landing rocket
CN118457947B (zh) * 2024-05-31 2025-06-24 东方空间(江苏)航天动力有限公司 一种适用于运载火箭海上回收的浮囊及可回收运载火箭

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1430178A (fr) * 1964-12-15 1966-03-04 Giravions Dorand Procédé pour éviter l'échauffement excessif et contrôler la trajectoire d'un engin aérospatial
RU2053168C1 (ru) * 1993-03-19 1996-01-27 Мишин Василий Павлович Ракетный блок многоразового использования
US5740985A (en) * 1996-09-16 1998-04-21 Scott; Harry Low earth orbit payload launch system
US6360994B2 (en) * 1997-12-19 2002-03-26 Don A. Hart & Associates, Inc. Configurable space launch system
US6158693A (en) 1998-02-25 2000-12-12 Kistler Aerospace Corporation Recoverable booster stage and recovery method
AU7051200A (en) * 1999-05-24 2001-01-09 Lockheed Martin Corporation Fly back booster
CA2428883A1 (en) * 2003-05-06 2004-11-06 Leo Joseph Breen Atmospheric reentry lander vehicle
FR2870210B1 (fr) 2004-05-17 2007-09-21 Eads Space Transp Sa Sa Procede de stabilisation aerodynamique d'un vehicule spatial lors de son retour sur terre, en vue de sa recuperation et dispositif pour sa mise en oeuvre
JPWO2006103774A1 (ja) * 2005-03-30 2008-09-04 力也 石川 垂直移動可能な飛行体
US8047472B1 (en) 2006-06-06 2011-11-01 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Ram booster
FR2940248B1 (fr) 2008-12-22 2011-02-11 Astrium Sas Module reutilisable pour lanceur
US20100326045A1 (en) 2009-02-13 2010-12-30 Blue Origin, Llc Multiple-use rocket engines and associated systems and methods
US8878111B2 (en) 2009-02-24 2014-11-04 Blue Origin, Llc Bidirectional control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods
EP2401204A4 (en) 2009-02-24 2017-07-05 Blue Origin, LLC Launch vehicles with fixed and deployable deceleration surfaces, and/or shaped fuel tanks, and associated systems and methods
WO2010148025A1 (en) * 2009-06-15 2010-12-23 Blue Origin, Llc Compensating for wind prior to engaging airborne propulsion devices
JP2012530020A (ja) 2009-06-15 2012-11-29 ブルー オリジン エルエルシー 宇宙打ち上げ機の海上着陸及び関連のシステム及び方法
US9114892B1 (en) * 2012-07-31 2015-08-25 The Boeing Company Multiple stage tractor propulsion vehicle
US9457918B2 (en) 2014-03-19 2016-10-04 The Boeing Company Multi-stage space launch systems with reusable thrust augmentation and associated methods
DE102014213215A1 (de) 2014-07-08 2016-01-14 Lilium GmbH Senkrechtstarter
DE202015000135U1 (de) * 2015-01-03 2015-02-09 Garri Alexandrow Rückkehrender Starteinrichtung für einen Weltraumrakete und das Startverfahren
WO2018057068A2 (en) * 2016-06-01 2018-03-29 Blue Origin, Llc Severe weather agility thrusters, and associated systems and methods
CN106288980B (zh) * 2016-08-09 2018-04-27 西北工业大学 一种基于rbcc动力的可重复使用运载器的使用方法
CN206885382U (zh) * 2017-03-31 2018-01-16 李明 一种火箭推进舱回收动力悬飞装置
US11014670B2 (en) * 2017-11-03 2021-05-25 Kenneth Dean Stephens, Jr. Reconnaissance and payload deployment methods for robotic space exploration
US10569908B1 (en) * 2018-02-21 2020-02-25 United Launch Alliance, L.L.C. Self-preserved amphibious landing of space hardware

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