用于火箭级返回大气层和着陆的装置与火箭级返回大气层的方法制造方法及图纸

本发明专利技术涉及一种用于火箭级(2)返回大气层和着陆的装置(1)，其用于使火箭级(2)安全返回大气层和/或使火箭级(2)在水中安全着陆。本发明专利技术还涉及相应方法。该装置具有配置为在第一状态下折叠并且在第二状态下展开的球伞(3)，球伞(3)可以在折叠状态下设置在火箭级(2)上，使得火箭级的空气动力学不受球伞(3)的负面影响，并且球伞在展开状态下基本上包裹火箭级(2)。该装置还包括包覆机构以及填充机构，包覆机构设计为执行使用球伞包裹火箭级的过程，填充机构设计为一旦返回大气层则使用来自边界层的空气填充球伞，以使球伞处于展开状态，边界层是在返回大气层时在装置的表面前方形成的等离子体与装置的表面之间产生的。本发明专利技术还涉及一种控制器，其设计为控制包覆机构和填充机构。机构。机构。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】用于火箭级返回大气层和着陆的装置与火箭级返回大气层的方法


[0001]本专利技术涉及用于火箭级返回大气层和着陆的装置，所述装置使得火箭级安全地返回大气层和安全地溅落返回，以及本专利技术涉及用于火箭级返回大气层的方法。

技术介绍

[0002]近年来，火箭工业经历了巨大的繁荣，这特别归功于私营企业的发展。由于各种技术上的改进，单次发射的成本大大降低了。火箭的可重复使用是全球的发展趋势。
[0003]在能够通过发动机使火箭级再次着陆之前，开发了替代方法，这些替代方法可以在一定程度上使火箭级安全返回地球。对于火箭级的返回，早在1967年提交的US3,508,724便提出在火箭顶端配置充满热空气的气球。火箭级随着前方的发动机溅落(splash down)；火箭的第二级不能重复使用。1963年的申请号为US3,286,951的美国专利公开了一种充气式隔热罩(heat shield)和气球的组合。气球充满了来自机载加压舱的气体。在这一过程中，隔热罩保护了火箭在飞行方向上的部分。火箭以发动机朝前的方式进入大气层，而发动机本身由隔热罩进行保护。1985年的US4,504,031公开了一种充气式制动装置，其中火箭的发动机用于在充气式制动装置前方产生冷气流。因此，这种火箭在返回大气层时也是以发动机朝前的方式进行飞行。此外，机体上还装有特殊的加压舱。火箭并没有完全由防护罩包覆。
[0004]US2016/0264266A1公开了一种返回飞行器，其可以将有效载荷或乘客送回地球的表面。返回飞行器包括可以展开的空气壳，所述空气壳覆盖有耐热机织物并具有充气式加强元件。空气壳通过以各种形式储存的能量而进行展开。
[0005]2012年，SpaceX再次为猎鹰9号(Falcon9)的助推器级着陆进行了首次测试。2015年12月，这些工作首次获得成功。与此同时，SpaceX已经成功着陆并重复使用了几个助推器级。目前的记录是使用同一助推器级进行了九次飞行。这大大降低了火箭发射的成本。
[0006]在猎鹰9号和猎鹰重型(Falcon Heavy)的助推器级着陆时，在每种情况下都使用助推器级火箭总共九个发动机中的一个中央发动机。因此，与着陆相关的一个问题是可靠性；如果发生坠毁，在坠毁过程中不可避免地会发生爆炸，因为火箭的油箱中装满了高度易燃的煤油和液氧。SpaceX使用浮动着陆平台(“自主太空港无人飞船”)以及属于军事设施的坚实地面上的着陆区进行着陆。在浮动平台上完美着陆的研发工作历时三年多，经历了多次失败，技术上非常复杂。在这方面，埃隆
‑
马斯克的SpaceX公司所取得的成功堪称杰作。
[0007]然而，价格压力或可重复使用性要求的问题并不仅仅存在于可携带高有效载荷的大型重型火箭中。然而，事实上，由于使用了着陆技术，那些通过发动机再次着陆的火箭会变得非常重，因此性能表现一般。所应用的技术不具有可扩展性，只能在中型到大型火箭上进行有意义的应用。此外，这种技术不能使整个火箭重复使用，而只能使助推器级(即下半部分)重复使用。轨道级则不再重复使用，而是在返回大气层时进行焚毁。
[0008]火箭的性能由理想火箭方程决定，所述理想火箭方程也称为齐奥尔科夫斯基火箭
方程(Tsiolkovsky rocket equation)。此方程表明，火箭所能达到的速度是火箭发射时的质量与燃尽时的质量的函数：v(m)＝v
e ln(m/m0)。
[0009]其中，v(m)是火箭的速度与质量m的函数关系，v
e
是发动机气体的排气速度，m是燃尽时火箭的质量，m0是发射时火箭的质量。
[0010]简单地说，这意味着SpaceX的助推器级无法达到如此高的速度，因为它们承载了太多的额外重量，例如，起落架的重量、火箭上部控制面的重量、用于在太空旋转和进入大气层前减速的燃料重量，当然还有着陆所需的燃料重量。
[0011]一般来说，火箭越小，在火箭完全无法进入任何太空轨道之前，能够增加重量的余地就越小。就所谓的微型发射器而言，目前正在开发数十种用于发射大量小型卫星的微型发射器，但是人们认为SpaceX的技术无法应用，因为SpaceX的发射器太重了。相应地，该技术无法规模化，也就无法为所有用户所应用，而仍然局限于应用于大型和昂贵的火箭。此外，在已知的重复使用技术中，重复使用也有其局限性：火箭的飞行速度通常非常快；助推器级的典型速度约为8,000km/h，而轨道级的速度在轨道期间至少为28,000km/h。火箭各级利用大气层的空气阻力进行减速；只有一小部分通过重新点燃火箭发动机进行减速。在SpaceX等公司的助推器级中，空气在此过程中加热到几百度，通常会导致着陆时出现烧焦外观。相比之下，轨道级中的空气则加热成等离子体，因为产生的能量与速度的平方成正比。在没有任何外部保护措施的情况下，进入大气层的火箭会被焚毁，并在此等离子体流中解体。因此，SpaceX的技术只能在飞行速度相对较慢的助推器级上重复使用。快速飞行的轨道级则在单次使用后会继续被销毁。

技术实现思路

[0012]因此，本专利技术的目的是使火箭级能够重复使用，特别是使助推器级和轨道级都能够重复使用。此外，这项新技术将能够用于大型和重型火箭，也能够用于微型发射器，而不会过度限制有效载荷的范围。此外，要开发的技术是可靠且易于管理的。
[0013]该目的通过独立权利要求的主题来实现。本专利技术的有利实施例来源于从属权利要求。
[0014]本国际专利申请要求于2021年3月22日提交的申请号为102021106981.5的德国专利的优先权，其公开内容通过引用完全并入本专利申请。
[0015]根据本专利技术的第一方面，本专利技术涉及一种用于火箭级返回大气层和着陆的装置，所述装置使得火箭级安全地返回大气层并安全地溅落，所述装置包括：
[0016]球伞(ballute)，其配置为在第一状态下折叠，而在第二状态下展开，其中处于折叠状态下的球伞能够设置在火箭级上，使火箭级的空气动力学不受到球伞的影响，并且其中处于展开状态下的球伞基本上包覆了火箭级；
[0017]包覆机构，其配置为用球伞对火箭级进行包覆；
[0018]填充机构，其在返回大气层期间配置为使用来自边界层的空气或气体来填充处于展开状态的球伞，所述边界层是在返回期间在所述装置的表面前方形成的等离子体与所述装置的表面之间产生的；以及
[0019]控制单元，其配置为对包覆机构和填充机构进行控制。
[0020]根据本专利技术的返回大气层和着陆装置适用于使得火箭级安全返回大气层；然而，
这当然也可以适用于火箭级或其他要返回行星的物体(如太空舱、实验品、产品等)初次进入大气层(非返回大气层)。根据定义，这些情况也包括在本专利技术的保护范围内。要返回行星的物体通常具有基本上圆柱形的形状。此外，返回大气层和着陆装置适用于火箭级(或任何其他物体)的安全溅落。这意味着配备有返回大气层和着陆装置的火箭级漂浮在水中，在对所述装置回收完成之前不会下沉。
[0021]根据本专利技术，大本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】1.一种用于火箭级(2)返回大气层和着陆的装置(1)，其用于使火箭级(2)安全返回大气层以及使火箭级(2)安全溅落，所述装置(1)包括：球伞(3)，其配置为在第一状态下折叠，而在第二状态下展开，其中处于折叠状态下的球伞(3)能够设置在火箭级(2)上，使得火箭级的空气动力学不受到球伞(3)的影响，并且其中处于展开状态下的球伞(3)基本上包覆了火箭级(2)；包覆机构，其配置为用球伞(3)对火箭级(2)进行包覆；填充机构，其在返回大气层期间配置为使用来自边界层的空气或气体来填充处于展开状态的球伞(3)，所述边界层是在返回期间在所述装置(1)的表面前方形成的等离子体与所述装置(1)的表面之间产生的；以及控制单元(33)，其配置为对包覆机构和填充机构进行控制。2.根据前述权利要求所述的装置(1)，其中，球伞(3)能够布置在火箭级(2)上，使得火箭级(2)的火箭发动机(8)在返回大气层期间沿着飞行方向设置在后部。3.根据前述权利要求中任一项所述的装置(1)，其中，就飞行穿过大气层时所述球伞(3)的方向而言，球伞(3)在上部区域(5)具有气流分离环(6)。4.根据前述权利要求中任一项所述的装置(1)，其中，所述装置(1)具有尺寸稳定的主体(15)，所述主体(15)具有中心圆柱形的通孔(18)，所述通孔(18)的内径与火箭级(2)的外径相适应。5.根据前述权利要求所述的装置(1)，其中，主体(15)在圆柱形的通孔(18)的端侧上具有围绕圆柱形的通孔(18)的耐热且特别是扁平的头部部件(17)，在返回大气层期间，根据球伞(3)的方向，将球伞(3)的前端紧固在头部部件(17)上。6.根据权利要求4至5中任一项所述的装置(1)，其中，就返回大气层期间球伞(3)的方向而言，球伞(3)的后端能够紧固在火箭级上。7.根据权利要求4至6中任一项所述的装置(1)，其中，所述装置(1)配置为将主体(15)从火箭级(2)上的发射紧固部(29)沿火箭级(2)外部移动到火箭级(2)上的着陆紧固部(30)。8.根据前述权利要求所述的装置(1)，其中，所述装置(1)的发射紧固部(29)靠近发动机。9.根据权利要求7至8中任一项所述的装置(1)，其中，着陆紧固部(30)靠近火箭尖端。10.根据权利要求7至9中任一项所述的装置(1)，其中，主体(15)通过包覆机构能够沿火箭级(2)向外移动，特别是能够沿火箭级(2)滑动。11.根据前述权利要求所述的装置(1)，其中，包覆机构具有绞盘(13)、齿轮系统和/或线性驱动器。12.根据前述权利要求中任一项所述的装置(1)，其中，所述装置具有在火箭发射期间覆盖球伞的运输盖(9)，并且所述运输盖(9)能够
被打开或分离。13.根据权利要求5至12中任一项所述的装置(1)，其中，头部部件(17)具有能够关闭的进气口(23、31、32)，来自边界层(35)的空气能够通过所述进气口(23、31、32)流入球伞(3)。14.根据前述权利要求所述的装置(1)，其中，进气口具有襟翼(23)、薄片(31)和/或孔(32)。15.根据权利要求13至14中任一项所述的装置(1)，其中，至少一个涡轮(25)...

【专利技术属性】
技术研发人员：S，
申请(专利权)人：S，
类型：发明
国别省市：