用于发射器的可再利用模块的制作方法

文档序号:4139367阅读:231来源:国知局
专利名称:用于发射器的可再利用模块的制作方法
技术领域
本发明涉及可再利用模块,该可再利用模块用于形成将飞船送入太空的推进模块的一部分,其中,飞船例如是用于将载运物(Payload)(例如通信卫星)送入太空的发射器。
背景技术
阿丽亚娜(Ariane)V火箭是公知的发射器实例,包括中心体,该中心体由称为主低温级(EPC)的第一级和称为可存储推进级(EPQ的第二级组成。第一级运输冷却到非常低的温度的液态氧和氢,而这些流体供应低温发动机。最后级支承待发射的载运物,例如卫星。火箭在中心体的任一侧还包括用于发射的两个固态火箭助推器级(ΕΑΡ)。低温发动机在发射之前启动,并且运行直至第一级和第二级分离。还存在使用甲烷基推进或固体燃料推进的发射器。这些发射器,尤其是这些发射器的第一级可完全消耗,S卩,不用尝试再利用它们。发射器的研发和生产意味着非常巨大的成本。此外,这种研发在时间上非常漫长。因此,已经设想了设计第一级可再利用的发射器,即,第一级与第二级分离之后能够毫无损伤地返回地球。在文献US 6 454 216中描述了这种发射器。形成第一级的发射器本体部分包括下推进部、由燃料储罐和可燃储罐形成的中间部分、以及用于使第一级组件返回地球的上部。为此,第一级装配有一组能够允许返回地球并能够使第一级着陆的装置。第一级包括机翼、起落架、控制系统、以及用于返回飞行和着陆操纵的吸气式发动机,发射器发射时,机翼沿着第一级折叠,而在第一级返回地球时,机翼展开。该发射器具有的优点在于使得整个第一级能够被完全回收。然而,这种构造具有几个缺陷。首先,与第二级分离时,中间部分的储罐是空的;因此,它们表现出非常低的质量和非常大的容积。因此,第一级的平均密度低,这使得很难回收第一级。此外,需要使用与发射器的壳体成比例的大翼面,尤其是在通常相当灵活的储罐区域。因此连接区域必须是刚硬的。这种翼面和助力器的增加表示必须被推进的额外质量, 因此意味着增大了储罐的尺寸,并且因此大幅增加了发射器的成本。结果,通过完全回收第一级所获得的增益在该变型中又部分地丢失了,这种变型意味着允许这种回收。此外,这种类型的发射器与已知的发射器很不同。因此,本发明的目的在于提供一种发射器,与目前的发射器的成本相比,本发射器的构造和操作成本更低。

发明内容
通过包括至少一级的发射器来达到上述目的,其中所述级被分为两部分,第一部分包含火箭发动机、航空电子设备、推进分区、以及储罐增压系统和独立的吸气式飞行装置 (机翼、吸气式发动机和其燃料),并且第二部分由储罐形成,其中这两部分在发射之后可分离,第一部分包括允许其毫无损伤地返回地球以在新的发射器中再利用的装置。第一部分形成所述级的下部。
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换句话说,该目的在于再利用高成本的元件;为此,制造具有机翼和和飞船引擎并允许在传统的跑道上着陆的可拆卸模块。由于密度增加,储罐的不可回收性使得回收部件更容易制作成可回收的。与尾翼单元的存在相关联的可回收部件的下部位置还在上升阶段给予发射器本身更大的稳定性。有利地,发射器尾翼单元的一部分设计成用作返回地球的翼面,从而消除翼连接的问题,同时不增加发射器的质量。于是,本发明的主题原则上是用于将飞船发射到太空中的推进模块的可回收模块,包括至少一级,其中所述可回收模块在发射时固定于不可回收的部件,其中所述可回收模块具有用于发射飞船的推进系统、用于该推进系统的命令和控制的系统、亚音速飞行推进发动机、用于亚音速飞行的机翼、起落架和减速伞,其中所述可回收模块待安装在所述级的下部位置,其中所述不可回收部件具有向推进系统供料的至少一个储罐,其中,当推进模块到达指定高度时,所述可回收模块和所述不可回收部件要分离,并且其中,所述可回收模块能够在滑行(coasting)飞行之后以受控的方式着陆,例如返回到发射地点。在一特别有利的方式中,机翼由所述飞船的尾翼单元的至少一部分形成。尾翼单元包括至少两个安定翼(fin)。例如,具有三个安定翼,其中的两个安定翼可更改形状以形成机翼。两个可更改形状的安定翼中的每个都包括,例如固定在模块的壳体上的第一部分以及安装成可在第一部分上移动的第二部分,其中例如通过至少一个电动机或液压发动机,获得第二部分相对于第一部分的位移。有利地,可回收模块还包括中心通道,该中心通道具有与可回收模块的轴线相同的轴线,其中,亚音速飞行推进发动机与封装在一个称为装运箱的单元中的减速伞一起安装在所述中心通道中,并且其中,所述装运箱安装在位于亚音速飞行推进发动机的发动机后部的排气管中。在亚音速飞行推进发动机为吸气式发动机的情况下,其燃料可储存在位于形成尾翼单元的安定翼中的储罐内。有利地,可回收模块具有钝头形状的前端,以在重返大气层的初始阶段增加超声波阻并帮助可回收模块减速。在超声波飞行阶段,可回收模块可包括更改底座的阻力的装置,例如可膨胀的前端类型的装置。可回收模块可包括高度控制系统,用于改变模块相对于轨迹面的高度,其中所述系统例如安装在形成方向舵组的尾翼单元的安定翼的端部。本发明的主题还在于用于将飞船发射到太空中的推进模块,包括至少一级,该推进模块包括根据本发明的可回收模块以及不可回收的部件,该不可回收的部件包括用于供应推进系统的至少一个储罐。本发明的主题还在于装配有根据本发明的推进模块的发射器类型的飞船,包括至少两级,即,由推进模块形成的一级和用于支撑载运物的一级,其中所述两级是可分离的, 并且其中,发射器可在从纳米级发射器类型到超重发射器类型的范围内。此外,推进模块可形成发射器的下级或者上级之一。
本发明的主题还在于用于回收根据本发明的可回收模块的方法,包括以下步骤a)可回收模块和不可回收部件的分离;b)可回收模块的自由下落;c)当可回收模块的速度为亚音速时,减速伞的展开;d)亚音速飞行推进发动机的启动和机翼的定位;e)减速伞的投放(jettisoning);f)在可能的再加速之后,启动张开(flare);g)返回滑行;以及h)着陆。有利地,以与打开亚音速伞相匹配的马赫速度进行步骤C),例如该速度接近0. 85马赫。在步骤a)中,可回收模块和不可回收部件的分离可发生在大致与轨迹面正交的方向上。有利地,步骤d)发生在大约400Pa的低动压力下,以促进机翼形状的变化并留出时间来启动推进发动机。


利用以下的描述和附图,将更好地理解本发明,附图中图1是根据本发明的双级发射器的透视图;图2表示以两个不同角度表示的图1中发射器的剖切视图;图3是图2的纵向剖视图;图4是图3中发射器的后视图;图5是根据本发明的可再利用模块的剖切透视图6是图5中模块的侧视图;图7是从图5中模块后面所看的视图;图8A和图8B是图5中模块的轨迹的示意图,表示模块距离地面的高度Z(以米为单位)随相对于第一级和第二级的分离点行进的距离D (以米为单位)的变化;图9A至图91是图5中的模块在返回地球期间采用不同配置的视图。
具体实施例方式以下描述中,我们将详细描述两级类型的发射器来解释本发明,但很容易理解,本发明不限于这种类型的发射器,下文中可见。图1至图4示出了根据本发明的发射器,例如,该发射器用于将通信卫星送入轨道。发射器2包括第一级4、第二级6和整流罩9。第一级4包括用于推进发射器的元件,下文中将进行描述。很明显,第二级6支撑待放入轨道中的载运物,例如卫星。第一级在其下端处包括允许发射器起飞的推进组件8。在代表实例中,该推进组件包括四个低温发动机和所有发动机的控制源。
发射器在第一级的外周缘的下部区域中还包括尾翼单元10。在发射阶段,尾翼单元10有助于发射器的气动稳定性。在代表实例中,尾翼单元包括均勻分布在第一级的周缘周围的三个安定翼。第一级4还包括用于在发射时供应推进系统8所需的物质的储罐12、13。即,在低温发动机中使用的液态氧储罐12和液态氢储罐13。根据本发明,第一级4被分为打算在发射器中再利用的第一部分14和打算丢弃的称为不可回收部件的第二部分16。第一部分14也称为模块。模块14包括高成本的元件,该模块的再利用是非常有利的。很明显,这包括发射器的推进组件8、推进分区、增压系统、航空电子设备以及电力产生装置。制造包含储罐或多个储罐的不可回收部件16,使得其不包括或包括很少的高成本的复杂零件,以便降低供应给新飞船的各零件的成本。由于后者是可消耗的,所以减化了以高效安全的方式严格地给推进系统供料的元件的结构。根据本发明,模块14是高密度的,因为在发射之后它不包括由储罐形成的空容积。根据本发明,模块14使得确保其返回地球。在图9A至图91中,可看到处于返回地球的不同的阶段中的模块。在代表实例中,模块I4安装在第一级4的下端区域中。实际上,由于模块14具有基本上稳定的安定翼的表面,并且由于其处于较低的位置,所以具有如下效果气动中心后移,因此增加在发射器的大气上升阶段中的静态安全系数(static margin)。然后可以降低填充有氧气的储罐,在发射时,所述储罐是最重的元件。这样的效果是使得氧气储罐更靠近低温发动机,但是静态安全系数依然足以给发射器带来很大的稳定性。使氧气储罐12更靠近低温发动机能够减少第一级的供给线的长度,导致质量和容积的减少,因此降低了第一级的成本。根据下文将详细描述的本发明的特别有利的实施方式,尾翼单元的一部分作为机翼再利用以便返回地球。显然,由于模块14的较低位置使其成为可能,S卩,在发射器的尾翼单元的区域中。实际上,可回收模块的重心位于发射器的尾翼单元的区域中;因此,在亚音速飞行阶段,尾翼单元或者尾翼单元的至少一部分可用来执行模块的气动升力 (aerodynamic lift)功會邑。现在我们将详细描述模块14,尤其是用来使其返回地球的装置。在图5至图7中,可看到可回收模块14处于准备张开的构造中,并且其中,尾翼单元10具有以形成气动升力为目的的构造。模块14包括壳体18,其形成第一级4的壳体的一部分;以及尾翼单元10的三个安定翼19a、19b和19c,这三个安定翼连接至壳体18且相对于彼此以120°定位。模块14包括钝头形状的前端21,在初始的大气重返阶段,由于增加的超声波阻力,这种前端利于减速;这种形状减小了重返大气时的最大纵向荷载系数(减速)和最大动态压力,而亚音速阻力不会明显地不利。模块14还包括发射器的推进系统,用于在重返滑行时推进模块的发动机20,例如吸气式的飞船引擎,供给发动机20的煤油型燃料储罐20. 1,其位于例如尾翼单元的安定翼中,如图9A所示。
模块14还包括封装在装运箱(canister) 23内的减速伞22。在代表实例中,有利地,模块14包括沿着模块的纵向轴线X安装并伸入模块的前端21中和模块的底座中的管状壳罩M或排气管。该中心壳罩接收上游模块20和带有伞 22的下游装运箱23。排气管M可设计在本体外部;例如其由对称地分布在本体周围的几个通道形成。伸入前端21中的管状壳罩M的一端由调整片25封闭;该调整片可移动以允许向发动机20供应空气。当模块14形成发射器的第一级的下部时,模块的管子沈与不可回收部件的管子 (未示出)相连接,以将不可回收部件16的储罐连接到模块14的低温发动机8。当模块14 与不可回收部件分离时,这些管子26由它们与不可回收部件的管子相连接的区域中的阀门28锁止。模块14还包括起落架30。由于模块非常短,所以不必具有很大高度的起落架。因此,有利地,可使用从发射器的表面永久地凸出的固定起落架。所以,这会是非常简单和非常耐用的设计。很容易理解的是,装配有可收放起落架的模块不超过本发明的范围。起落架30包括三个轮32a、32b、32c。轮32a连接到模块的壳体,并且轮32b和32c 连接到安定翼19b和19c。模块14包括用于改变模块高度的高度控制系统(未示出)。有利地,该高度控制系统位于形成竖直稳定器的安定翼19a的一端,而该安定翼不用于形成机翼的一部分。这种位置能够获得很大的杠杆作用(leverage),并且因此有利于模块的高度控制。应理解,这些高度控制系统可安装在其他安定翼上或安装在模块的本体上。这些高度控制系统的结构对本领域技术人员是公知的。根据本发明的特别有利的实施方式,尾翼单元10的三个安定翼中的两个安定翼 19b、19c配置成在缓慢张开、滑行重返和着陆阶段期间能够形成允许模块返回地球的机翼。 为了完成此目标,它们的形状设计成可改变的,并且能够从用于发射器发射的基本上平的形状变成亚音速飞行期间的上升形状,以支撑所述模块。安定翼19b、19c由两个相连接的部分19bl、l%2和19cl、19c2形成,使得它们能够从发射器的稳定安定翼转换成模块14的机翼。第一部分19bl和19cl包括直接连接在第一级的壳体上的第一近端以及第二远端,两个部分1%2和19c2通过第一端组装在第二远端上。安定翼的配置的变化,更具体地说是两个部分1%2和19c2相对于第一部分19bl和19cl的方向的改变可通过简单的小功率的电动机或液压发动机获得。实际上,如下文中所看到的,安定翼的转换阶段发生在低的动压力下;因此它们不承受不可回收部件位移期间的应力,因此也不必要求进行这种位移所需的功率很高。模块14通过已知的类型(例如凸缘)固定在不可回收部件16上。模块14具有强大的固有的被动稳定性,即在高超音速飞行和0. 8马赫之间,模块 14自动定位成在下降的方向上其前端朝前。因此,在模块与不可回收部件以非传统的方式分离的情况下,模块将自动且自然地恢复其稳定位置,而不需要任何特定的装置来完成这种重新定位。现在将借助于图8A和图8B以及图9A至图91描述根据本发明的模块的不同飞行
8阶段。在初始配置中,发射器包括第一级4,并且第二级6包含载运物和头锥。第一级4 包括模块14和装满的储罐。尾翼单元的安定翼19b和19c是平的,S卩,第一部分19bl和 19cl以及第二部分1%2和19c2各自基本上在相同平面内。装配有模块14的发射器竖直地发射,由低温发动机推进,低温发动机由不可回收部件内所包含的储罐供料。在大概50km的高度处,第一级4与第二级6以大约5马赫的速度分离。从这点以后,模块14只连接到储罐,对应于图8A中示意性示出的轨迹的阶段II。与第二级分离之后,第一级4继续次轨道弹道轨迹(阶段III),直到其离开地球大气层。在这点处,模块14与不可回收部件16分离,那时的动压力很低,大约20Pa(阶段 IV)。有利地,可在垂直于轨迹面P(该轨迹面由图8A的纸面形成)的方向上完成模块与不可回收部件的分离,以便在模块14与不可回收部件16之间提供足够的区别 (discrimination)。为此,在分离之前,使用安装在安定翼19a—端的高度控制系统,将第一级对齐,使得其纵向轴线与轨迹面P大致正交。当第一级6正确地对准时,通过已知的装置促成模块14和不可回收部件16的分离(图9A),例如与用于使第一级和第二级分离的那些装置类似的装置。由于模块14具有比不可回收部件16高得多的密度,所以后者将下降地更快且更远。此外,如前文所指出的,由于其固有的稳定性,模块将自动对齐,使得其前端朝下,如图9C中所见。之后,模块14根据弹道轨迹下降。在点V处,模块14以零度的迎角和侧滑角重入弹道大气层,直到达到接近0. 85马赫的亚音速。对应于该速度的高度大概是10km,与轨迹的点6相对应。可示出的是,该速度对于第一级的不同顶点情况和模块14的不同弹道系数值仍旧对应于大概IOkm的高度。在点VI处(图8B),因此在大约IOkm的高度处,减速伞22展开(图9D),例如通过烟火式填料。装运箱23从中心壳罩射出,使得减速伞22展开。模块的速度减小,并且模块稳定下来。然后模块沿着竖直轨迹,并且模块的速度小于50m/s。壳体通过缆线连接到模块。模块14同减速伞一起继续下降(阶段VII)。根据本发明,在该阶段,允许同时启动发动机20和改变安定翼19b和19c的配置,通过以与亚音速飞翼类似的方式定位它们而形成机翼。由于该高度是减速阶段开始的高度(大约10km),所以该阶段足够长,例如可持续大约120s。因此,模块具有足够的时间来进行这两种操作。在图9E中,可看到尾翼单元的安定翼的配置的变化。减速伞展开时安定翼19b和19c的配置的变化的优点在于,安定翼的气动表面不承受弯曲应力。实际上,由于伞22的减速,安定翼的两个部件1%2和19c2的运动发生在非常低的动压力下,大约400Pa。而且,如前文中所述,通过简单的小功率电动机可获得配置的变化。应该注意到,通过将标准的飞船引擎用作发动机20,启动时间大约是2分钟,这与伞的减速阶段的持续时间相匹配。
当模块具有飞翼形状且发动机20已经启动时,减速伞22与其装运箱23 —起被丢弃(图9F),高度大约是6500m(点VIII)。然后模块恢复速度。当达到大约100m/S的速度时,模块在点IX和点X之间慢慢张开(图9G)。这持续大约12s,并以水平飞行阶段结束。从点X开始是返回滑行阶段;该阶段发生在大约0. 3马赫的亚音速和大约5000m
的高度。该滑行阶段以在传统的着陆跑道上着陆结束,有利地,该着陆跑道离发射器的发射台不远(图91)。该模块的飞行可以是完全独立的或远程控制的。根据本发明的模块14占发射器价值的80%以上,且占第一级的惯量(inert mass)的大约60%。很容易理解,相对于发射器的总成本,模块所代表的百分比取决于推进系统的发动机的数量。因此,通过再利用模块14,一个新发射器的生产成本可显著降低。而且,与完全可再利用的第一级的研发成本相比,模块14的研发成本明显减少了大约35%。假设由于模块14的返回,发射器的发动机将再利用10次,对应于大约2000s的总寿命,如果认为模块的总寿命为100次飞行,那么根据本发明的第一级的平均经常性费用估计为等同的消耗阶段的成本的25%。为了使再利用次数最大化,有利地,尝试生产非常耐用的推进发动机。因此,似乎本发明允许显著降低生产和运行成本。根据本发明,仅在张开和滑行的亚音速阶段以及着陆阶段期间,发生上升气动 (lift aerodynamics)。因此本发明具有的优点在于,能够在飞翼领域中使用已知的和测试过的技术。因此减少了成本和研发时间。有利地,可选择大约30°的箭头形安定翼。通过选择这种类型的箭头,获得亚音速和高超音速气动中心的位置,使得飞行稳定,在高超音速、超音速和跨音速的模式下,具有零角度的迎角和侧滑角,并在亚音速的模式下,上升飞行时具有很低的迎角。由于本发明,模块14具有很高的空间密度,因为它没有空储罐,这有利于其返回地球时的操纵和其回收方案。前端的钝头形状使得波阻能够最大化。应该注意到,与亚音速飞行相兼容的具有厚剖面的尾翼单元安定翼也帮助增大超音速飞行波阻。很容易理解,上述安定翼的形状决不受限制,并且可设想,例如生产两个以上部件的安定翼19b和19c。还可以设想,在安定翼19a、19c和/或19c的端部处增加小翼、边际的竖直安定翼,以满足弹道重返和返回滑行的需要。这些小翼可以是折叠的或非折叠的。安装在与模块同一纵向轴线的管道中的发动机20向底座供应热空气,其作用在于减小底座阻力,因此减小整个阻力。通过优化模块底部的阻力,考虑到该阻力表示对亚音速整体阻力的基本贡献,在返回亚音速滑行飞行的过程中进一步优化了模块的整体阻力。为了完成这个目标,可添加一可更改形状的后锥,例如在伞22减速阶段期间膨胀的后锥。伞和亚音速起飞阶段具有很多的自由度以调整模块的性能特征。可更改减速伞的尺寸,可更改张开的初始速度,可改变张开过程中的横向载荷系数,还可以更改模块的返回滑行高度以及着陆跑道。根据本发明的可回收模块14可用于发射器的各种尺寸,从纳米级发射器到超重发射器。该模块可容易地适合不同的推进模块、不同的飞行器尺寸和不同类型的任务。已经以两级发射器的情况描述了根据本发明的模块,但也可应用于单级的飞行器,以形成飞行试验的验证机或飞行试验台,或应用于包含至少两级的发射器,其中该模块位于下级中或者上级之一中。
权利要求
1.一种用于将飞船发射到太空中的推进模块的可回收模块,包括至少一级,所述可回收模块在发射时固定于不可回收部件(16),所述可回收模块(14)具有用于发射飞船的推进系统(8)、用于所述推进系统的命令和控制的系统、亚音速飞行推进发动机(20)、用于亚音速飞行的机翼、起落架(30)以及减速伞(22),所述可回收模块(14)待安装在所述级的下部位置,所述不可回收部件(16)具有向推进系统(8)供料的至少一个储罐(12,13),当推进模块到达指定高度时,所述可回收模块(14)和所述不可回收部件(16)分离,并且所述可回收模块(14)能够在滑行飞行之后以受控的方式着陆,例如返回到发射地点。
2.根据权利要求1所述的可回收模块,其中,所述机翼由所述飞船的尾翼单元(10)的至少一部分形成。
3.根据权利要求2所述的可回收模块,其中,所述尾翼单元(10)包括至少两个安定翼 (19a,19b,19c)。
4.根据权利要求3所述的可回收模块,包括至少三个安定翼(19a,19b,19c),其中至少两个安定翼(19b,19c)具有可更改的形状以形成机翼。
5.根据权利要求3或4所述的可回收模块,其中,两个可更改的安定翼(19b,19c)中的每个都具有连接于所述模块的壳体上的第一部分(19bl,19cl)和安装成能在所述第一部分(19bl,19cl)上移动的第二部分(19b2,19c2),并且例如通过至少一个电动机或液压发动机,获得所述第二部分(l%2,19d)相对于所述第一部分(19bl,19cl)的位移。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的可回收模块,包括中心通道(M),所述中心通道具有与所述可回收模块的轴线相同的轴线,所述亚音速飞行推进发动机(20)与封装在装运箱05)中的减速伞02) —起安装在所述中心通道04)中,并且所述装运箱05)安装在位于所述亚音速飞行推进发动机OO)的发动机后部的排气管中。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的可回收模块,其中,所述亚音速飞行推进发动机 (20)为由安装在尾翼单元的安定翼中的储罐供料的吸气式发动机。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的可回收模块,其中,所述可回收模块具有钝头形状的前端。
9.一种用于将飞船发射到太空中的推进模块,包括至少一级,所述推进模块包括根据权利要求1至8中任一项所述的可回收模块以及不可回收的部件,该不可回收的部件包括向推进系统(8)供料的至少一个储罐(12,13)。
10.一种装配有根据前一权利要求所述的推进模块的发射器类型的飞船,包括至少两级,由推进模块形成的一级和用于支撑载运物的一级,所述两级是可分离的。
11.根据前一权利要求所述的发射器,其中,所述发射器可在从纳米级发射器类型到超重发射器类型的范围内。
12.根据权利要求11所述的发射器,其中,所述推进模块形成所述发射器的下级或者上级之一。
13.一种回收根据权利要求1至8中任一项所述的可回收模块的方法,包括以下步骤a)可回收模块和不可回收部件的分离;b)可回收模块的自由下落;c)当可回收模块的速度为亚音速时,减速伞的展开;d)在减速伞阶段,亚音速飞行推进发动机的启动和机翼的定位;e)减速伞的投放;f)在可能的再加速之后,启动张开;g)返回滑行;以及h)着陆。
14.根据权利要求13所述的方法,其中,在步骤a)中,可回收模块和不可回收部件的分离发生大致与轨迹面正交的方向上。
15.根据权利要求13或14所述的方法,其中,步骤d)发生在大约400Pa的低动压力下,以促进机翼形状的变化并留出时间来启动推进发动机。
全文摘要
本发明涉及用于将飞船发射到太空中的推进模块,包括可再利用模块(14)和发射时刚性地连接至可再利用模块(16)的可消耗部件(16),所述可再利用模块(14)包括用于发射飞船的推进系统(8),当推进模块到达指定高度时,所述可再利用模块(14)和所述可消耗部件(16)要分离,所述可再利用模块(14)适于在传统飞行之后以受控的方式着陆,例如返回到发射地点。
文档编号B64G1/40GK102292264SQ200980155112
公开日2011年12月21日 申请日期2009年12月18日 优先权日2008年12月22日
发明者奥利维耶·戈格德特, 马尔科·普兰波利尼 申请人:阿斯特里厄姆公司
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