RU185763U1 - Грунтовая мобильная ракетная установка для специального запуска МКА - Google Patents
Грунтовая мобильная ракетная установка для специального запуска МКА Download PDFInfo
- Publication number
- RU185763U1 RU185763U1 RU2017130979U RU2017130979U RU185763U1 RU 185763 U1 RU185763 U1 RU 185763U1 RU 2017130979 U RU2017130979 U RU 2017130979U RU 2017130979 U RU2017130979 U RU 2017130979U RU 185763 U1 RU185763 U1 RU 185763U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tpk
- launch
- rocket
- vehicle
- transport
- Prior art date
Links
- 239000002689 soil Substances 0.000 title claims abstract description 8
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 11
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 26
- 238000013461 design Methods 0.000 description 8
- 238000009835 boiling Methods 0.000 description 6
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 6
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 6
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 6
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 6
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 4
- RHUYHJGZWVXEHW-UHFFFAOYSA-N 1,1-Dimethyhydrazine Chemical compound CN(C)N RHUYHJGZWVXEHW-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 3
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 3
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 3
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 3
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 2
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 2
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 2
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 2
- 231100000331 toxic Toxicity 0.000 description 2
- 230000002588 toxic effect Effects 0.000 description 2
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 description 1
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 1
- 231100000086 high toxicity Toxicity 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000006386 neutralization reaction Methods 0.000 description 1
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 230000009897 systematic effect Effects 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к ракетной технике, а более точно к ракетному комплексу, который может использоваться для запуска полезного груза на заданную орбиту с любой удобной точки Земли.
Заявленная грунтовая мобильная ракетная установка (РУ) содержит автотранспортное средство с шасси, выполненное с возможностью установки на него двухступенчатой ракеты-носителя сверхлегкого класса с жидкостными ракетными двигателями, при этом в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) расположен источник, создающий давление в замкнутом объеме ТПК, при этом на автотранспортном средстве с шасси посредством сборочных операций установлен механизм перевода ТПК из транспортного положения в пусковое, при этом ТПК выполнен с возможностью закрепления с помощью узлов крепления на раму автотранспортного средства, при этом подвижная рама представляет собой сварную конструкцию, на верхней поверхности которой имеется площадка для установки ТПК и узлов его крепления к раме, выполненной с возможностью продольного перемещения по стреле, ограниченной жестким упором, при этом ТПК в транспортном и пусковом положениях соединен со стрелой разъемными захватами.
Технический результат заявленной полезной модели заключается в расширении арсенала технических средств для запуска малых спутников, а именно в создании грунтовой мобильной ракетной установки, которая обеспечивает расширение возможностей оперативности запуска полезного груза на орбиту.
Description
Полезная модель относится к ракетной технике, а более точно к ракетному комплексу, который может использоваться для запуска полезного груза на заданную орбиту с любой удобной точки Земли.
Рынок малых спутников растет взрывными темпами, однако экономически эффективных и при этом гибких (в отношении параметров орбиты и времени подготовки к пуску) средств для их запуска объективно не хватает, в связи с чем производители и владельцы малых космических аппаратов терпят ощутимые финансовые потери.
Наиболее близким по совокупности существенных признаков с заявляемой полезной моделью является ракетный комплекс по патенту RU 2092400 C1 (B64G 1/22 B64G 5/00 от 10.10.1997 г.), обеспечивающий запуск ракеты-носителя с полезным грузом на заданную орбиту. Ракетный комплекс включает ракету с двигательной установкой на жидком топливе, систему управления полетом и подвижное пусковое устройство, смонтированное на автотранспортном средстве, снабженном механизмом установки ракеты в пусковое положение, при этом ракета содержит две или более ступеней, снабженных двигательными установками с топливными баками жидких окислителя и горючего, и последнюю доводочную ступень с двигательной установкой на газообразном топливе. Во всех двигательных установках ступеней, кроме последней, в качестве окислителя используется сжиженный кислород.
Во всех двигательных установках ступеней, кроме последней, в качестве горючего используется сжиженный метан. Использование транспортно-пускового контейнера в данном РК не предполагается, что может, в частности, повлечь за собой негативное воздействие работающего ракетного двигателя первой ступени ракеты на пусковую систему. В связи с этим необходимо обеспечить отвод газовой струи и защиту от нее оборудования, что влечет за собой усложнение конструкции и увеличение размеров пусковой установки, а, следовательно, и напрямую влияет на стоимость технической системы. Ограничение в отношении компонентов жидкого топлива может быть нецелесообразным.
Технический результат заявленной полезной модели заключается в расширении арсенала технических средств для запуска малых спутников, а именно в создании грунтовой мобильной ракетной установки, которая обеспечивает расширение возможностей оперативности запуска полезного груза на орбиту.
Поставлена задача создания мобильной ракетной установки, конструктивное исполнение которой позволит использовать преимущества жидкого топлива для достижения требуемой высоты полета и обеспечить возможность гибкого (в отношении параметров целевой орбиты и времени подготовки пуска) и экономичного запуска необходимой массы полезного груза в сжатые сроки, без использования оборудования космодрома. В то же время ставятся задачи обеспечения безопасной транспортировки ракеты-носителя к месту проведения пуска, уменьшение воздействия газовой струи на пусковое устройство при включении двигательной установки первой ступени, а также для обеспечения защиты окружающей среды.
Решение задачи достигается тем, что грунтовая мобильная ракетная установка (РУ) содержит автотранспортное средство с шасси, выполненное с возможностью установки на него двухступенчатой ракеты-носителя сверхлегкого класса с жидкостными ракетными двигателями, при этом в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) расположен источник, создающий давление в замкнутом объеме ТПК, при этом на автотранспортном средстве с шасси посредством сборочных операций установлен механизм перевода ТПК из транспортного положения в пусковое, при этом ТПК выполнен с возможностью закрепления с помощью узлов крепления на раму автотранспортного средства, при этом подвижная рама, представляет собой сварную конструкцию, на верхней поверхности которой имеется площадка для установки ТПК и узлов его крепления к раме, выполненной с возможностью продольного перемещения по стреле, ограниченной жестким упором, при этом ТПК в транспортном и пусковом положениях соединен со стрелой разъемными захватами.
При этом источник, создающий давление в замкнутом объеме может представлять собой пороховой аккумулятор давления (ПАД) или парогазогенератор. При этом механизм перевода ракеты-носителя из транспортного положения в пусковое содержит взаимосвязанные гидродомкраты и подъемную стрелу.
Преимущества такого технического решения следующие:
Расчетная часть заключалась в определении технического облика перспективных вариантов малых РН с наиболее привлекательными по характеристикам компонентами РТ, уже зарекомендовавшими себя (высококипящая пара НДМГ + AT и криогенная кислород + керосин) и рассматриваемыми в перспективе (СПГ и жидкий кислород). Особое внимание было уделено системному анализу конфигураций ракет-носителей и пусковой установки и проведению экономической оценке выбранных вариантов систем с различными конфигурациями рассчитанных ракет-носителей и сравнению полученных результатов по стоимости со стоимостными данными систем для запуска малых спутников, разработанных и разрабатываемых в мире, что подтвердило перспективность предлагаемого в качестве полезной модели решения.
На основании проведенного анализа пусковых возможностей МКА и потребностей рынка малых космических аппаратов сделано заключение, что малые ракеты-носители сверхлегкого класса с массой полезного груза в диапазоне 100-200 кг на НОО (расчетная высота орбиты до 400 км) могут быть наиболее привлекательными для клиента, ориентированного на специальный запуск. Такие ракеты-носители способны обеспечить наиболее удачное соотношение «цена за кг полезного груза -гибкость пуска» и решить ряд проблем, о которых все чаще заявляют эксперты, а именно:
1) продолжительное время ожидания запуска (иногда до года), с чем все чаще сталкиваются владельцы МКА;
2) гибкость пусков в отношении параметров орбит;
3) имеющиеся возможности для запуска МКА уже сейчас не справляются с пусковыми задачами для все более увеличивающегося количества малогабаритных аппаратов и уже сегодня не удовлетворяют потребителя;
4) и др.
Математическая модель основных функциональных параметров ракеты-носителя была составлена в зависимости от массы полезной нагрузки и выбранного топлива (см. фиг. 1, где показана зависимость стартовой массы РН от массы полезного груза и вида топлива, для сравнения приводится вариант твердотопливного носителя).
Проектирование ракет с ЖРД в общем виде велась в такой последовательности:
- выбор конструктивно-компоновочной схемы ракеты;
- определение основных характеристик топлива;
- выбор проектных параметров ракеты: λпi, pki, pai, xi, Рм1;
- определение удельных тяг двигателей по расчетным формулам или специальным таблицам;
- проведение проектировочного баллистического расчета с целью определения относительных весов топлива;
- проведение весового расчета с целью определения стартовой массы ракеты, а также начальных масс ступеней ракеты и доз заправки ступеней топливом;
- определение тяговых характеристик двигателей всех ступеней ракеты и габаритов ракеты.
Основные проектные параметры рассмотренных конфигураций ракет-носителей, которые предполагается использовать в установке, представлены ниже.
Двухступенчатая ракета-носитель сверхлегкого класса такого РК, используя высокоэнергетическое топливо и обладая меньшей стартовой массой, чем ракеты-носители для выведения аналогичной массы полезного груза с ракетными двигателями твердого топлива, имеет относительно малую инертную массу, приходящуюся на единицу массы полезного груза, что создает условия для увеличения дальности (высоты) полета и/или увеличения массы полезного груза, доставляемого на заданную орбиту, а также способствует уменьшению относительной материалоемкости комплекса и снижению удельных затрат на выведение. Использование известных и хорошо отработанных технологий эксплуатации ракет-носителей на жидком топливе обеспечивает надежность и безопасность пуска. Уменьшение стартовой массы и габаритов многоступенчатой ракеты-носителя, использующей жидкое топливо из одинаковых криогенных или высококипящих компонентов на каждой из ступеней, позволяют разместить ее на мобильном пусковом средстве. Это дает возможность производить пуск без капитального строительства пусковых устройств и вне стационарных космодромов и из наиболее предпочтительных (вследствие вращения Земли) районов, расположенных вблизи экватора для достижения наилучшего результата в выполнении специальных задач потребителя. То, что специалисты не должны отказываться от преимуществ, связанных с запуском ракет из экваториальных районов (либо из районов, расположенных ближе к экватору), способствует экономии расходов на осуществление пуска. За счет уменьшения габаритов ракеты упрощается ее обслуживание. То, что ракета-носитель относится к сверхлегкому классу носителей, дает возможность обеспечить максимальную гибкость запуска, что особенно ценно для заказчика. В то же время допускается возможность создания возвращаемой первой ступени носителя, что также может способствовать повышению экономичности способа выведения (при серийном производстве).
В верхней части фиг. 2 схематично показан один из возможных примеров осуществления мобильного ракетного комплекса в транспортировочном положении, общий вид; на фиг. 3 представлен РК в пусковом положении.
Описываемая полезная модель, представляющая собой мобильную ракетную установку (РУ), в общем виде включает в себя автотранспортное средство с шасси 1, приспособленном для перевозки транспортно-пускового контейнера (ТПК) 3, в котором размещается двухступенчатая ракета-носитель 2 сверхлегкого класса, раму подвижную (на фиг. не отображено), выполненную с возможностью продольного перемещения по стреле 4, ограниченной жестким упором. Для перевода ракеты-носителя 2 в пусковое положение (вертикальное) автотранспортное средство с шасси 1 оборудовано гидродомкратами 5 и подъемной стрелой 4, которые образуют механизм перевода ракеты-носителя из транспортного положения в пусковое.
ТПК 3 с размещенной в нем ракетой-носителем 2 в транспортном и пусковом положениях соединен со 4 стрелой разъемными захватами (на фиг. не отображено).
В предлагаемой РУ предусмотрено использование опорных домкратов (на фиг. не отображено). Предусмотрено использование контрольно-проверочных агрегатов и систем, средств нейтрализации и пожаротушения и другого известного обслуживающего оборудования, традиционно используемого при запуске и также размещенного на транспортных средствах.
В целях повышения мобильности РУ и защиты ракеты-носителя 2 от возможных механических повреждений при транспортировке к месту пуска, а также повышения безопасности при транспортировке целесообразно ракету-носитель 2 хранить и транспортировать в ТПК в составе РУ в незаправленном виде. Заправку ракеты-носителя 2 компонентами ракетного топлива желательно осуществить перед пуском по прибытии на место запуска, для чего используются подвижные заправщики с необходимым запасом топливных компонентов. Желательно использование одинаковых компонентов ракетного топлива на всех ступенях ракеты-носителя, что значительно облегчает заправку ракеты-носителя, упрощает средства контроля и безопасности в процессе обслуживания и эксплуатации ракеты-носителя.
РУ, отличающийся тем, что РН, входящая в ее состав, допускает возможность использования высокотоксичного высококипящего, зарекомендовавшего себя жидкого топлива, что способствует снижению стартовой массы ракеты-носителя и комплекса в целом с сохранением требуемой грузоподъемности, а также отсутствию необходимости создавать и поддерживать жесткие температурные условия эксплуатации. В системе возможно использование высокоэффективных пар криогенных топливных компонентов, например, метана и кислорода, что способствует не только значительной экономичности системы, но и ее экологичности.
Описываемая грунтовая мобильная ракетная установка допускает возможность использования в двигательных установках ракеты-носителя криогенных и высококипящих топливных пар:
1) несимметричный диметилгидразин + азотный тетраксид (НДМГ+AT) - высокотоксичный вид топлива, позволяет создать наиболее экономичную пусковую систему за счет высоких энергетических характеристик, не требует поддержания определенных температурных условий для поддержания системы в состоянии готовности к пуску;
2) керосин + кислород - экологичный вариант;
3) метан + кислород - наиболее экономичный из известных экологичных вариантов.
Каждая из пар обладает высоким значением удельного импульса. Использование высококипящего топлива дает возможность снижения материалоемкости РУ, в частности, ввиду отсутствия необходимости создавать и поддерживать жесткие температурные условия эксплуатации, как того требуют криогенные компоненты, что способствует улучшению экономических показателей комплекса. Такое топливо характеризуется высокой токсичностью, что требует более тщательного подхода к обращению с ним, в то же время имеется богатый опыт производства и эксплуатации ракет на таком топливе, что позволяет использовать его эффективно и максимально безопасно. Криогенное топливо, особенно топливная пара метан-кислород, характеризуется экологичностью и экономичностью, обладая при этом хорошими энергетическими характеристиками. В частности, в зависимости от выбранного района для проведения пуска, а также иных факторов и криогенное, и высококипящее топливо может быть эффективно применимо.
Предлагаемая РУ допускает возможность использования в своем составе РН с третьей доводочной ступенью для выведения полезного груза на более высокую орбиту.
После получения пускового задания РУ движется от места базирования к месту пуска, где ТПК с установленным в нем ракетой-носителем переводят в вертикальное положение. Затем при помощи подвода заправочных мачт с трубопроводами происходит заправка емкостей компонентами ракетного топлива. После завершения заправки ступеней ракеты-носителя 2 топливом и проведения других предпусковых операций, типичных для РУ, ракета-носитель 2 выбрасывается из ТПК за счет давления, создаваемого в замкнутом объеме каким-либо известным источником, расположенным в ТПК (например, паровым аккумулятором давления или парогазогенератором). Двигатель ракеты-носителя при этом запускается уже после того, как ракета выйдет из ТПК. После запуска подвижное наземное оборудование, в том числе и автотранспортное средство с шасси 1, приводятся в исходное положение и возвращаются для подготовки к следующему пуску.
РУ обладает относительно малой грузоподъемностью, что позволяет обеспечить требуемую гибкость пуска и высокую маневренность и проходимость комплекса. Перечисленные особенности предлагаемой грунтовой мобильной РУ дают возможность доставки ракеты-носителя из места базирования РУ практически в любой район Земного шара. Таким образом, эффективность от осуществления предложенного технического решения состоит в расширении оперативных возможностей РУ, а также в экономичности системы ввиду возможности создания возвращаемой первой ступени ракеты-носителя, использования относительно простой конструкции, а также ввиду отсутствия необходимости капитального строительства / модификации пусковых устройств и вне стационарных космодромов. Предложенная РУ отличается надежностью функционирования и не требует столь обширных зон отчуждения для падения отработавших частей конструкции, что существенно смягчает ограничения по азимутам пуска и позволяет выводить полезный груз на заданную орбиту с требуемыми параметрами.
Вышеуказанные достоинства предлагаемой РУ вместе с высокими энергетическими характеристиками используемого жидкого ракетного топлива позволяют создать не просто универсальную, но и коммерчески выгодную систему для запуска в космос полезных грузов с массой до нескольких сотен килограммов.
Claims (4)
1. Грунтовая мобильная ракетная установка (РУ), содержащая автотранспортное средство с шасси, выполненное с возможностью установки на него двухступенчатой ракеты-носителя сверхлегкого класса с жидкостными ракетными двигателями, отличающаяся тем, что в транспортно-пусковом контейнере (ТПК) расположен источник, создающий давление в замкнутом объеме ТПК, при этом на автотранспортном средстве с шасси посредством сборочных операций установлен механизм перевода ТПК из транспортного положения в пусковое, при этом ТПК выполнен с возможностью закрепления с помощью узлов крепления на раму автотранспортного средства, при этом подвижная рама представляет собой сварную конструкцию, на верхней поверхности которой имеется площадка для установки ТПК и узлов его крепления к раме, выполненной с возможностью продольного перемещения по стреле, ограниченной жестким упором, при этом ТПК в транспортном и пусковом положениях соединен со стрелой разъемными захватами.
2. Грунтовая мобильная ракетная установка (РУ) по п. 1, отличающаяся тем, что источником, создающим давление в замкнутом объеме, служит пороховой аккумулятор давления (ПАД).
3. Грунтовая мобильная ракетная установка (РУ) по п. 1, отличающаяся тем, что источник, создающий давление в замкнутом объеме, представляет собой парогазогенератор.
4. Грунтовая мобильная ракетная установка (РУ) по п. 1, отличающаяся тем, что механизм перевода ракеты-носителя из транспортного положения в пусковое содержит взаимосвязанные гидродомкраты и подъемную стрелу.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017130979U RU185763U1 (ru) | 2017-09-01 | 2017-09-01 | Грунтовая мобильная ракетная установка для специального запуска МКА |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017130979U RU185763U1 (ru) | 2017-09-01 | 2017-09-01 | Грунтовая мобильная ракетная установка для специального запуска МКА |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU185763U1 true RU185763U1 (ru) | 2018-12-18 |
Family
ID=64754190
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017130979U RU185763U1 (ru) | 2017-09-01 | 2017-09-01 | Грунтовая мобильная ракетная установка для специального запуска МКА |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU185763U1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2809496C2 (ru) * | 2021-10-26 | 2023-12-12 | Сергей Александрович Киселёв | Ракетная самоходная установка |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU94023895A (ru) * | 1994-06-24 | 1996-05-10 | Б.Н. Лагутин | Транспортабельный ракетно-космический модуль |
| RU2092400C1 (ru) * | 1993-12-10 | 1997-10-10 | Игорь Алексеевич Клепиков | Ракетный комплекс |
| RU2179941C1 (ru) * | 2001-07-12 | 2002-02-27 | ЗАО "Пусковые услуги" | Космический ракетный комплекс и способ обеспечения услуг по запуску космических аппаратов с использованием космического ракетного комплекса |
| RU2343390C1 (ru) * | 2007-03-12 | 2009-01-10 | ОАО "Конструкторское бюро машиностроения" | Самоходная пусковая установка |
| RU141796U1 (ru) * | 2012-09-20 | 2014-06-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Стартовый комплекс "ланск" |
| RU2568820C2 (ru) * | 2014-04-03 | 2015-11-20 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Алмаз" имени академика А.А. Расплетина" (ПАО "НПО "Алмаз") | Мобильная пусковая система для транспортировки и пуска ракет из транспортно-пусковых контейнеров при помощи пороховых аккумуляторов давления или парогазогенераторв |
-
2017
- 2017-09-01 RU RU2017130979U patent/RU185763U1/ru active IP Right Revival
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2092400C1 (ru) * | 1993-12-10 | 1997-10-10 | Игорь Алексеевич Клепиков | Ракетный комплекс |
| RU94023895A (ru) * | 1994-06-24 | 1996-05-10 | Б.Н. Лагутин | Транспортабельный ракетно-космический модуль |
| RU2179941C1 (ru) * | 2001-07-12 | 2002-02-27 | ЗАО "Пусковые услуги" | Космический ракетный комплекс и способ обеспечения услуг по запуску космических аппаратов с использованием космического ракетного комплекса |
| RU2343390C1 (ru) * | 2007-03-12 | 2009-01-10 | ОАО "Конструкторское бюро машиностроения" | Самоходная пусковая установка |
| RU141796U1 (ru) * | 2012-09-20 | 2014-06-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Стартовый комплекс "ланск" |
| RU2568820C2 (ru) * | 2014-04-03 | 2015-11-20 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Алмаз" имени академика А.А. Расплетина" (ПАО "НПО "Алмаз") | Мобильная пусковая система для транспортировки и пуска ракет из транспортно-пусковых контейнеров при помощи пороховых аккумуляторов давления или парогазогенераторв |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2809496C2 (ru) * | 2021-10-26 | 2023-12-12 | Сергей Александрович Киселёв | Ракетная самоходная установка |
| RU2825167C1 (ru) * | 2023-02-21 | 2024-08-21 | Сергей Александрович Киселёв | Ракетная установка N 2 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5568901A (en) | Two stage launch vehicle and launch trajectory method | |
| US8047472B1 (en) | Ram booster | |
| US9273634B2 (en) | Rocket stage and method of improving an existing rocket stage | |
| US9139311B2 (en) | Reusable global launcher | |
| Salgado et al. | Space propulsion: A survey study about current and future technologies | |
| US11912441B2 (en) | Return to base space launch vehicles, systems and methods | |
| WO1996004168A9 (en) | Two stage launch vehicle and launch trajectory method | |
| US20180290767A1 (en) | Satellite Launcher And Method For Putting Satellites Into Orbit Using Said Satellite Launcher | |
| US20180127114A1 (en) | Geolunar Shuttle | |
| RU185763U1 (ru) | Грунтовая мобильная ракетная установка для специального запуска МКА | |
| RU2532321C2 (ru) | Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса | |
| RU2092400C1 (ru) | Ракетный комплекс | |
| Karabeyoglu et al. | Design of an orbital hybrid rocket vehicle launched from Canberra Air Platform | |
| DeSantis | Satellite Thruster Propulsion-H2O2 Bipropellant Comparison with Existing Alternatives | |
| Xiaojun et al. | Maiden flight of Long March 7-The new generation medium launch vehicle in China | |
| Pietrobon | Fly Me to the Moon on an SLS Block II | |
| Johnson, MS et al. | Architectural Study of Crew Launch Escape Systems with Ascent Assist Capability | |
| Lak et al. | A safe and low cost cryogenic upper stage design for the Space Shuttle | |
| Chandrashekar | China’s Launch Vehicle Programme | |
| Stężycki et al. | Development of the Liquid Green Propellants at the Lukasiewicz-Institute of Aviation | |
| Jasani | Space transportation vehicles | |
| Suresh | The Space Transportation System in India: Present Scenario And Future Directions | |
| Hopkins | Comparison of Propulsion Options for a Lunar Lander Ascent Stage | |
| RU2532289C2 (ru) | Одноступенчатая ракета-носитель тяжелого класса | |
| Mochizuki et al. | Status report of the HI and H-II vehicles |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20181112 |
|
| NF9K | Utility model reinstated |
Effective date: 20200204 |