RU2011139088A - Средства выведения на орбиту с неподвижными и развертываемыми поверхностями торможения и/или фасонными топливными баками и соответствующие системы и способы - Google Patents
Средства выведения на орбиту с неподвижными и развертываемыми поверхностями торможения и/или фасонными топливными баками и соответствующие системы и способы Download PDFInfo
- Publication number
- RU2011139088A RU2011139088A RU2011139088/11A RU2011139088A RU2011139088A RU 2011139088 A RU2011139088 A RU 2011139088A RU 2011139088/11 A RU2011139088/11 A RU 2011139088/11A RU 2011139088 A RU2011139088 A RU 2011139088A RU 2011139088 A RU2011139088 A RU 2011139088A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cross
- area
- section
- orbit
- tool
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims 20
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 title claims 17
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims 9
- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims 6
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 claims 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 claims 2
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 claims 2
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 claims 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims 1
- 238000011065 in-situ storage Methods 0.000 claims 1
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
- B64G1/62—Systems for re-entry into the earth's atmosphere; Retarding or landing devices
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
-
- 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
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
-
- 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
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Cooling, Air Intake And Gas Exhaust, And Fuel Tank Arrangements In Propulsion Units (AREA)
- Toys (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
- Fittings On The Vehicle Exterior For Carrying Loads, And Devices For Holding Or Mounting Articles (AREA)
Abstract
1. Аэрокосмическая система, содержащая:средство выведения на орбиту, имеющее первый конец и второй конец, в общем, на стороне, противоположной первому концу; средство выведения на орбиту продолжается вдоль оси средства, продолжающейся между первым концом и вторым концом;обращенную наружу открытую поверхность, которую содержит средство выведения на орбиту; открытая поверхность имеет первую зону, которая расположена в заданном положении или может устанавливаться в заданное положение для получения площади первого поперечного сечения, в общем, расположенного под прямым углом к оси средства в направлении первого конца средства, и открытая поверхность имеет вторую зону, которая расположена в заданном положении или может устанавливаться в заданное положение для получения площади второго поперечного сечения, в общем, расположенного под прямым углом к оси средства в направлении второго конца средства; площадь первого поперечного сечения меньше площади второго поперечного сечения; исиловую установку, которую содержит средство выведения на орбиту и которая имеет, по меньшей мере, одно сопло, расположенное в направлении первого конца средства для запуска средства выведения на орбиту.2. Аэрокосмическая система по п.1, в которой вторая зона является подвижной относительно оси средства между сложенным положением и развернутым положением, и в которой открытая поверхность расположена в заданном положении для получения площади второго поперечного сечения в развернутом положении.3. Аэрокосмическая система по п.1, в которой открытая поверхность включает в себя перемещающийся элемент, который перемещается между первы�
Claims (55)
1. Аэрокосмическая система, содержащая:
средство выведения на орбиту, имеющее первый конец и второй конец, в общем, на стороне, противоположной первому концу; средство выведения на орбиту продолжается вдоль оси средства, продолжающейся между первым концом и вторым концом;
обращенную наружу открытую поверхность, которую содержит средство выведения на орбиту; открытая поверхность имеет первую зону, которая расположена в заданном положении или может устанавливаться в заданное положение для получения площади первого поперечного сечения, в общем, расположенного под прямым углом к оси средства в направлении первого конца средства, и открытая поверхность имеет вторую зону, которая расположена в заданном положении или может устанавливаться в заданное положение для получения площади второго поперечного сечения, в общем, расположенного под прямым углом к оси средства в направлении второго конца средства; площадь первого поперечного сечения меньше площади второго поперечного сечения; и
силовую установку, которую содержит средство выведения на орбиту и которая имеет, по меньшей мере, одно сопло, расположенное в направлении первого конца средства для запуска средства выведения на орбиту.
2. Аэрокосмическая система по п.1, в которой вторая зона является подвижной относительно оси средства между сложенным положением и развернутым положением, и в которой открытая поверхность расположена в заданном положении для получения площади второго поперечного сечения в развернутом положении.
3. Аэрокосмическая система по п.1, в которой открытая поверхность включает в себя перемещающийся элемент, который перемещается между первым положением в направлении первого конца средства и вторым положением в направлении второго конца средства.
4. Аэрокосмическая система по п.1, в которой площадь первого поперечного сечения, в общем, является фиксированной, и в которой площадь второго поперечного сечения, в общем, является фиксированной.
5. Аэрокосмическая система по п.4, в которой открытая поверхность является суженной снаружи в направлении второго конца.
6. Аэрокосмическая система по п.5, дополнительно содержащая топливный бак, расположенный в средстве выведения на орбиту, при этом топливный бак является суженным снаружи в направлении второго конца.
7. Аэрокосмическая система по п.1, дополнительно содержащая блок управления, запрограммированный указаниями, которые при их выполнении:
управляют силовой установкой для создания тяги при разгоне во время запуска, когда средство выведения на орбиту поднимается со вторым концом выше первого конца; и
управляют силовой установкой для создания тяги при торможении во время возвращения, когда средство выведения на орбиту снижается со вторым концом выше первого конца.
8. Аэрокосмическая система по п.7, в которой силовая установка включает в себя, по меньшей мере, один ракетный двигатель, имеющий, по меньшей мере, одно сопло, и в которой блок управления запрограммирован указаниями в отношении управления как тягой при разгоне, так и тягой при торможении, с помощью, по меньшей мере, одного сопла.
9. Аэрокосмическая система по п.1, дополнительно содержащая стабилизирующие ребра, продолжающиеся наружу от средства выведения на орбиту.
10. Аэрокосмическая система по п.9, в которой стабилизирующие ребра расположены в направлении первого конца средства выведения на орбиту.
11. Аэрокосмическая система по п.9, в которой стабилизирующие ребра расположены в направлении второго конца средства выведения на орбиту.
12. Аэрокосмическая система, содержащая:
средство выведения на орбиту, имеющее первый конец и второй конец, в общем, на стороне, противоположной первому концу; средство выведения на орбиту продолжается вдоль оси средства, продолжающейся между первым концом и вторым концом;
развертываемую и складываемую обращенную наружу поверхность, которую содержит средство выведения на орбиту; развертываемая поверхность может перемещаться относительно средства выведения на орбиту между сложенным положением и развернутым положением, и развертываемая поверхность устанавливается в заданное положение для получения площади первого поперечного сечения, в общем, под прямым углом к оси средства в собранном положении, и площади второго поперечного сечения, в общем, под прямым углом к оси средства в развернутом положении, при этом площадь второго поперечного сечения больше площади первого поперечного сечения; и
блок управления, который содержится в средстве выведения на орбиту и сконфигурирован для выполнения развертывания или складывания развертываемой поверхности во время подъема средства и выполнения развертывания или складывания развертываемой поверхности во время снижения средства.
13. Система по п.12, дополнительно содержащая силовую установку, которая содержится в средстве выведения на орбиту, и имеющая, по меньшей мере, одно сопло, расположенное в направлении первого конца средства для запуска средства выведения на орбиту.
14. Система по п.12, дополнительно содержащая датчик, функционально соединенный с блоком управления для обеспечения сигнала, указывающего на изменение между подъемом средства и снижением средства.
15. Система по п.12, в которой развертываемая поверхность включает в себя множество развертываемых панелей, при этом близлежащие панели имеют разное расположение по окружности.
16. Система по п.15, в которой близлежащие панели перекрываются.
17. Система по п.12, в которой развертываемая поверхность перемещается с возможностью поворачивания относительно средства выведения на орбиту.
18. Система по п.12, в которой развертываемая поверхность, в общем, имеет аэродинамическое уплотнение.
19. Система по п.12, в которой развертываемая поверхность имеет воздушные канала для протекания воздуха через развертываемую поверхность.
20. Система по п.12, в которой развертываемая поверхность включает в себя лопатку.
21. Система по п.12, в которой развертываемая поверхность включает в себя раструб.
22. Система по п.12, в которой развертываемая поверхность включает в себя множество элементов, и в которой блок управления запрограммирован указаниями по перемещению отдельного элемента независимо от другого отдельного элемента.
23. Система по п.12, в которой средство включает в себя силовую установку с выхлопным соплом, расположенным в направлении первого конца средства, и в которой развертываемая поверхность расположена в направлении второго конца средства.
24. Система по п.23, в которой развертываемая поверхность является второй развертываемой поверхностью, и в которой средство включает в себя первую развертываемую поверхность, расположенную в направлении первого конца средства, и в которой блок управления запрограммирован указаниями по независимому управлению перемещениями первой и второй развертываемых поверхностей.
25. Аэрокосмическая система, содержащая:
средство выведения на орбиту, имеющее первый конец и второй конец, в общем, на стороне, противоположной первому концу; средство выведения на орбиту продолжается вдоль оси средства, продолжающейся между первым концом и вторым концом;
обращенную наружу открытую поверхность, которую содержит средство выведения на орбиту; открытая поверхность имеет первую зону с фиксированной площадью первого поперечного сечения, в общем, под прямым углом к оси средства в направлении первого конца средства, и открытая поверхность имеет вторую зону с фиксированной площадью второго поперечного сечения, в общем, под прямым углом к оси средства в направлении второго конца средства, при этом площадь первого поперечного сечения меньше площади второго поперечного сечения; и
силовую установку, которую содержит средство выведения на орбиту и которая имеет, по меньшей мере, одно сопло, расположенное в направлении первого конца средства для запуска средства выведения на орбиту.
26. Аэрокосмическая система по п.25, в которой открытая поверхность является суженной снаружи в направлении второго конца, и в которой система дополнительно содержит топливный бак, расположенный в средстве выведения на орбиту, при этом топливный бак является суженным снаружи в направлении второго конца.
27. Аэрокосмическая система по п.25, в которой обращенная наружу открытая поверхность является непрерывно суженной между площадью первого поперечного сечения и площадью второго поперечного сечения.
28. Аэрокосмическая система по п.25, в которой обращенная наружу открытая поверхность сужена немонотонным образом между площадью первого поперечного сечения и площадью второго поперечного сечения.
29. Аэрокосмическая система, содержащая:
средство выведения на орбиту, имеющее первый конец и второй конец, в общем, на стороне, противоположной первому концу; средство выведения на орбиту продолжается вдоль оси средства, продолжающейся между первым концом и вторым концом;
обращенную наружу открытую поверхность, которая содержится в средстве выведения на орбиту;
топливный бак, который содержит средство выведения на орбиту; топливный бак имеет площадь первого поперечного сечения, в общем, расположенного под прямым углом к оси средства в направлении первого конца средства, и площадь второго поперечного сечения, в общем, расположенного под прямым углом к оси средства в направлении второго конца средства; площадь первого поперечного сечения меньше площади второго поперечного сечения; и топливный бак является асимметричным относительно боковой средней линии бака между первым и вторым поперченными сечениями; и
силовую установку, которую содержит средство выведения на орбиту, и которая присоединена к топливному баку, при этом силовая установка имеет, по меньшей мере, одно сопло, расположенное в направлении первого конца средства для запуска средства выведения на орбиту.
30. Аэрокосмическая система по п.29, в которой, по меньшей мере, участок обращенной наружу поверхности средства выведения на орбиту образован топливным баком.
31. Аэрокосмическая система по п.29, в которой топливный бак включает в себя первый, в общем, куполообразный участок в направлении второго конца средства и, в общем, конический участок между первым и вторым, в общем, куполообразными участками.
32. Аэрокосмическая система по п.29, дополнительно содержащая гасители, расположенные в топливном баке.
33. Аэрокосмическая система по п.32, в которой близлежащие гасители имеют первое осевое пространство в направлении первого конца средства и второе осевое пространство в направлении второго конца средства, при этом второе пространство отличается от первого пространства.
34. Аэрокосмическая система по п.32, в которой топливный бак включает в себя внутреннюю вставку, и в которой гасители включают в себя продолжающиеся внутрь фланцы, заформованные в наружную поверхность вставки, и в которой наружная поверхность вставки включает в себя соответствующие зазоры, открытые к наружной линии формы вставки.
35. Аэрокосмическая система по п.32, в которой гасители включают в себя отдельные компоненты, соединяемые на месте внутри бака.
36. Аэрокосмическая система по п.29, в которой открытая поверхность имеет первую зону с фиксированной площадью первого поперечного сечения, в общем, под прямым углом к оси средства в направлении первого конца средства, и в которой открытая поверхность имеет вторую зону с фиксированной площадью второго поперечного сечения, в общем, под прямым углом к оси средства в направлении второго конца средства, и в которой площадь первого поперечного сечения, ограничиваемая открытой поверхностью, меньше площади второго поперечного сечения, ограничиваемой открытой поверхностью.
37. Способ эксплуатации аэрокосмической системы, включающий:
управление тягой из сопла средства выведения на орбиту для подъема средства выведения на орбиту; средство выведения на орбиту имеет верхний конец, нижний конец и ось средства, продолжающуюся между верхним и нижним концами, при этом во время запуска верхний конец находится выше нижнего конца;
управление средством выведения на орбиту после запуска для снижения и посадки с нижним концом, расположенным ниже верхнего конца; и
замедление снижения средства выведения на орбиту с помощью обращенной наружу открытой поверхности, которую содержит средство выведения на орбиту, при этом верхний конец остается выше нижнего конца; открытая поверхность имеет первую зону, которая имеет площадь первого поперечного сечения, в общем, под прямым углом к оси средства в направлении нижнего конца средства во время снижения, и открытая поверхность имеет вторую зону, которая имеет площадь второго поперечного сечения, в общем, под прямым углом к оси средства в направлении верхнего конца средства, и площадь первого поперечного сечения меньше площади второго поперечного сечения.
38. Способ по п.37, дополнительно содержащий смещение центра давления средства относительно центра тяжести средства за счет перемещения, по меньшей мере, участка обращенной наружу открытой поверхности.
39. Способ по п.37, в котором замедление снижения включает в себя замедление снижения с помощью первой зоны, имеющей первую фиксированную форму, и второй зоны, имеющей вторую фиксированную форму.
40. Способ по п.37, в котором вторая зона открытой поверхности включает в себя развертываемый элемент, и в котором замедление снижения включает в себя перемещение развертываемого элемента из сложенного положения в развернутое положение.
41. Способ по п.37, в котором открытая поверхность включает в себя перемещающийся элемент, который перемещается между первым положением в направлении первого конца средства и вторым положением в направлении второго конца средства, и в котором замедление снижения включает в себя перемещение элемента из первого положения во второе положение.
42. Способ по п.37, дополнительно содержащий управление тягой из сопла для торможения средства выведения на орбиту во время возвращения, когда средство выведения на орбиту снижается со вторым концом, расположенным выше первого конца.
43. Способ эксплуатации аэрокосмической системы, включающий
размещение подвижной обращенной наружу открытой поверхности средства выведения на орбиту в первом положении;
управление тягой из нижнего конца средства выведения на орбиту для подъема средства выведения на орбиту; средство выведения на орбиту имеет верхний конец, расположенный выше нижнего конца; и
замедление снижения средства выведения на орбиту за счет размещения подвижной поверхности во втором положении, при этом нижний конец средства выведения на орбиту расположен ниже верхнего конца.
44. Способ по п.43, в котором размещение подвижной поверхности во втором положении включает в себя поворачивание отдельных элементов поверхности наружу относительно средства выведения на орбиту.
45. Способ по п.43, в котором размещение подвижной поверхности во втором положении включает в себя развертывание двух отдельных элементов подвижной поверхности с различными скоростями и на различные расстояния или как с различными скоростями, так и на различные расстояния для контроля направления средства выведения на орбиту при снижении.
46. Способ по п.43, дополнительно содержащий управление направлением средства выведения на орбиту при снижении с помощью ребра, которое отличается от подвижной поверхности.
47. Способ по п.43, в котором размещение подвижной поверхности во втором положении включает в себя перемещение ребра.
48. Способ по п.43, в котором размещение подвижной поверхности во втором положении включает в себя развертывание расширяющейся поверхности.
49. Способ эксплуатации аэрокосмической системы, включающий
направление топлива из топливного бака средства выведения на орбиту в сопло средства выведения на орбиту;
направление тяги из сопла средства выведения на орбиту для подъема средства выведения на орбиту; средство выведения на орбиту имеет верхний конец, нижний конец и ось средства, продолжающуюся между верхним и нижним концами, при этом во время запуска верхний конец находится выше нижнего конца;
управление средством выведения на орбиту после запуска для снижения и посадки с нижним концом, расположенным ниже верхнего конца; и
перемещение центра масс топлива в баке со скоростью, которая увеличивается со временем после запуска.
50. Способ по п.50, в котором перемещение центра масс топлива включает в себя перемещение центра масс со скоростью, которая увеличивается со временем после запуска, при этом поддерживается, в общем, постоянный объемный расход топлива из топливного бака.
51. Способ по п.49, в котором перемещение центра масс со скоростью, которая увеличивается со временем после запуска, включает в себя направление топлива из топливного бака, который сужен внутрь и наружу.
52. Способ по п.49, в котором перемещение центра масс со скоростью, которая увеличивается со временем после запуска, включает в себя перемещение центра масс при первой скорости во время подъема и перемещение центра масс при второй скорости, большей, чем первая скорость, во время снижения.
53. Способ по п.49, в котором перемещение центра масс со скоростью, которая увеличивается со временем после запуска, включает в себя перемещение центра масс при первой скорости во время первой фазы подъема и перемещение центра масс при второй скорости, большей, чем первая скорость, во время второй фазы подъема перед снижением.
54. Способ по п.49, в котором перемещение центра масс включает в себя перемещение центра масс вниз.
55. Способ по п.49, дополнительно содержащий уменьшение колебания топлива в топливном баке за счет уменьшения массы топлива, увеличения частоты колебания и уменьшения расстояния между центром масс топлива в баке и центром масс средства выведения на орбиту, когда центр масс топлива в баке перемещается.
Applications Claiming Priority (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US15511509P | 2009-02-24 | 2009-02-24 | |
| US15513209P | 2009-02-24 | 2009-02-24 | |
| US61/155,115 | 2009-02-24 | ||
| US61/155,132 | 2009-02-24 | ||
| PCT/US2010/025281 WO2010141124A1 (en) | 2009-02-24 | 2010-02-24 | Launch vehicles with fixed and deployable deceleration surfaces, and/or shaped fuel tanks, and associated systems and methods |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011139088A true RU2011139088A (ru) | 2013-04-10 |
| RU2556794C2 RU2556794C2 (ru) | 2015-07-20 |
Family
ID=43298012
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011139088/11A RU2556794C2 (ru) | 2009-02-24 | 2010-02-24 | Средства выведения на орбиту с неподвижными и развертываемыми повехностями торможения и/или фасонными топливными баками и соответствующие системы и способы |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8408497B2 (ru) |
| EP (1) | EP2401204A4 (ru) |
| JP (1) | JP5415566B2 (ru) |
| CN (1) | CN102414084B (ru) |
| RU (1) | RU2556794C2 (ru) |
| WO (1) | WO2010141124A1 (ru) |
Families Citing this family (29)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| CN102762456B (zh) * | 2009-06-15 | 2015-11-25 | 蓝源有限责任公司 | 太空运载火箭海上着陆及相关的系统和方法 |
| IL213119A0 (en) * | 2010-05-24 | 2011-07-31 | Samuel Abraham | Improved vehicle design |
| JP4732546B1 (ja) * | 2010-11-22 | 2011-07-27 | 英世 村上 | 飛行装置 |
| US9487308B2 (en) * | 2013-03-15 | 2016-11-08 | Blue Origin, Llc | Launch vehicles with ring-shaped external elements, and associated systems and methods |
| WO2015105961A1 (en) | 2014-01-13 | 2015-07-16 | Embry-Riddle Aeronautical University, Inc. | Floating active baffles, system and method of slosh damping comprising the same |
| US9522747B2 (en) * | 2014-06-03 | 2016-12-20 | Analytical Mechanics Associates, Inc. | Inflatable deceleration apparatus |
| US10071825B2 (en) * | 2015-01-08 | 2018-09-11 | Embry-Riddle Aeronautical University, Inc. | Hybrid magneto-active propellant management device for active slosh damping within a vehicle fuel tank |
| RU2581894C1 (ru) * | 2015-02-10 | 2016-04-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его реализации |
| WO2016137877A1 (en) * | 2015-02-23 | 2016-09-01 | Advanced Aerospace Technologies, Inc. | Rocket landing system |
| CN105424061B (zh) * | 2015-12-12 | 2019-10-01 | 航宇救生装备有限公司 | 圆周阵列式火箭橇气动减速板 |
| US10428806B2 (en) * | 2016-01-22 | 2019-10-01 | The Boeing Company | Structural Propellant for ion rockets (SPIR) |
| JP2019520255A (ja) * | 2016-06-01 | 2019-07-18 | ブルー オリジン エルエルシー | 悪天候アジリティスラスタならびに関連システムおよび方法 |
| US10822122B2 (en) | 2016-12-28 | 2020-11-03 | Blue Origin, Llc | Vertical landing systems for space vehicles and associated methods |
| WO2018224998A1 (en) * | 2017-06-08 | 2018-12-13 | Avio S.P.A. | Attitude control and thrust boosting system and method for space launchers |
| US20190005435A1 (en) * | 2017-06-28 | 2019-01-03 | Hcl Technologies Limited | System and method for allocating human resources based on bio inspired models |
| CN107891979B (zh) * | 2017-09-28 | 2019-10-18 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种高超声速飞行器可调节增稳装置 |
| JP7102282B2 (ja) * | 2018-08-22 | 2022-07-19 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | 天体着陸機とその使用方法 |
| EP3650358A1 (en) | 2018-11-06 | 2020-05-13 | Pangea Aerospace, S.L. | Return to base space launch vehicles, systems and methods |
| CN109927940B (zh) * | 2019-02-19 | 2021-02-02 | 上海卫星工程研究所 | 太阳帆板驱动机构热防护装置 |
| US11932424B2 (en) * | 2019-08-12 | 2024-03-19 | Roman Nawojczyk | Utter system for multiple use of the space-rockets equipped with spreadable-arms and possibly more devices, and method of these space-rockets vertical landing by hanging on landing-station having movable gantries and more apparatus |
| RU2726214C1 (ru) * | 2019-11-19 | 2020-07-09 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты-носителя и устройство для его осуществления |
| CN111071492B (zh) * | 2019-12-02 | 2022-08-30 | 燕山大学 | 一种利用气能回收涡轮制动的火箭及其回收减速方法 |
| RU2759358C1 (ru) * | 2020-07-28 | 2021-11-12 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Суборбитальный космический корабль и способ его торможения в атмосфере |
| FR3116512A1 (fr) * | 2020-11-25 | 2022-05-27 | Arianegroup Sas | Système de transport spatial réutilisable |
| IT202100010691A1 (it) * | 2021-04-28 | 2022-10-28 | Sidereus Space Dynamics S R L | Veicolo spaziale a singolo stadio a decollo verticale ed atterraggio verticale |
| US20230145106A1 (en) * | 2021-11-10 | 2023-05-11 | Arianegroup Gmbh | Reusable part of a spacecraft and reusable kit |
| US11613386B1 (en) | 2022-03-30 | 2023-03-28 | Jalal Bolouri | Vertical landing apparatus and method |
| CN117781785A (zh) * | 2024-02-22 | 2024-03-29 | 江苏深蓝航天有限公司 | 一种可回收火箭的级间段结构 |
Family Cites Families (27)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2464827A (en) * | 1947-08-27 | 1949-03-22 | Noyes Howard | Fuel tank for military aircraft |
| US3098445A (en) | 1960-06-27 | 1963-07-23 | Auradynamics Inc | Aerodynamically supported rocket |
| US3210025A (en) * | 1961-08-07 | 1965-10-05 | Kaman Aircraft Corp | Empennage construction for a space missile |
| US3286951A (en) * | 1963-09-27 | 1966-11-22 | Douglas Aircraft Co Inc | Recovery system |
| US3711040A (en) | 1971-04-20 | 1973-01-16 | Us Navy | Outboard missile control surface and actuator |
| US3903801A (en) * | 1973-07-12 | 1975-09-09 | Walter E Senoski | Model rocket and recovery device therefor |
| DE2452053A1 (de) * | 1974-11-02 | 1976-05-06 | Dornier Gmbh | Einrichtung zum starten von raketengetriebenen flugkoerpern |
| US4832288A (en) * | 1987-07-23 | 1989-05-23 | Aerospace Recovery System, Inc. | Recovery system |
| US4896847A (en) * | 1988-11-02 | 1990-01-30 | General Dynamics Corporation, Convair Division | Aerodynamic braking system for recovering a space vehicle |
| US5080306A (en) * | 1989-10-10 | 1992-01-14 | General Dynamics Corporation, Space Systems Division | Multi-layer stitched blanket insulation |
| JPH03239698A (ja) * | 1990-02-16 | 1991-10-25 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ボディ・スポイラーを有する飛しよう機体 |
| RU2053168C1 (ru) * | 1993-03-19 | 1996-01-27 | Мишин Василий Павлович | Ракетный блок многоразового использования |
| US5743492A (en) * | 1994-02-18 | 1998-04-28 | Lockheed Martin Corporation | Payload housing and assembly joint for a launch vehicle |
| US5568901A (en) | 1994-08-01 | 1996-10-29 | William Henry Gates | Two stage launch vehicle and launch trajectory method |
| GB2306147B (en) * | 1995-10-13 | 1999-11-17 | Marconi Gec Ltd | Drag-producing aerodynamic device |
| US5927653A (en) * | 1996-04-17 | 1999-07-27 | Kistler Aerospace Corporation | Two-stage reusable earth-to-orbit aerospace vehicle and transport system |
| US5873549A (en) * | 1996-09-25 | 1999-02-23 | Mcdonnell Douglas Corporation | Vehicle rotation and control mechanism |
| US6247666B1 (en) | 1998-07-06 | 2001-06-19 | Lockheed Martin Corporation | Method and apparatus for non-propulsive fin control in an air or sea vehicle using planar actuation |
| US6193187B1 (en) * | 1998-12-31 | 2001-02-27 | Harry Scott | Payload carry and launch system |
| RU2148536C1 (ru) | 1999-10-26 | 2000-05-10 | Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева | Многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя |
| ATE438074T1 (de) * | 2001-02-01 | 2009-08-15 | Bae Sys Land & Armaments Lp | Zweidimensionale geschossflugbahnkorrekturvorrichtung |
| US6929576B2 (en) | 2003-10-24 | 2005-08-16 | General Motors Corporation | Power transmission for a vehicle |
| EP1735212B1 (en) * | 2004-01-23 | 2013-08-14 | Charl E. Janeke | Reversable space plane |
| US20060113425A1 (en) * | 2004-06-24 | 2006-06-01 | Hermann Rader | Vertical take-off and landing aircraft with adjustable center-of-gravity position |
| US7229048B1 (en) * | 2005-11-30 | 2007-06-12 | The Boeing Company | Aerodynamic control of a hypersonic entry vehicle |
| DE102006046572B4 (de) * | 2006-09-30 | 2013-07-18 | Astrium Gmbh | Entfaltbare Brems-Struktur für Raumfahrzeuge |
| WO2009094603A2 (en) * | 2008-01-24 | 2009-07-30 | Harold Rosen | Spin-stabilized lander |
-
2010
- 2010-02-24 CN CN201080018082.2A patent/CN102414084B/zh active Active
- 2010-02-24 US US12/712,156 patent/US8408497B2/en active Active
- 2010-02-24 EP EP10783734.6A patent/EP2401204A4/en not_active Withdrawn
- 2010-02-24 WO PCT/US2010/025281 patent/WO2010141124A1/en active Application Filing
- 2010-02-24 RU RU2011139088/11A patent/RU2556794C2/ru active
- 2010-02-24 JP JP2011552136A patent/JP5415566B2/ja active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20100320329A1 (en) | 2010-12-23 |
| JP2012518575A (ja) | 2012-08-16 |
| CN102414084B (zh) | 2014-11-05 |
| RU2556794C2 (ru) | 2015-07-20 |
| CN102414084A (zh) | 2012-04-11 |
| WO2010141124A1 (en) | 2010-12-09 |
| EP2401204A4 (en) | 2017-07-05 |
| JP5415566B2 (ja) | 2014-02-12 |
| EP2401204A1 (en) | 2012-01-04 |
| US8408497B2 (en) | 2013-04-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2011139088A (ru) | Средства выведения на орбиту с неподвижными и развертываемыми поверхностями торможения и/или фасонными топливными баками и соответствующие системы и способы | |
| US10518911B2 (en) | Control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods | |
| US10266282B2 (en) | Launch vehicles with ring-shaped external elements, and associated systems and methods | |
| JP2012518575A5 (ru) | ||
| EP2333282B1 (en) | Variable area fan nozzle stiffeners and placement | |
| EP3199766A1 (en) | Variable pitch fan blade arrangement for gas turbine engine | |
| CN109996730A (zh) | 用于飞行器尾部安装的风扇部段的平移机舱壁 | |
| US8430203B2 (en) | Noise reduction device for turbojet nacelle with mobile chevrons, and associated nacelle | |
| EP3372818A1 (en) | Variable displacement flutter damper for a turbofan engine | |
| CN101297107B (zh) | 用于短距起落航空器的涡轮风扇发动机 | |
| EP2074301B1 (en) | Turbofan engine with thrust vectoring for starting and landing | |
| CN107878733A (zh) | 用于飞行器尾部安装的风扇组件的平移风扇叶片 | |
| CN102416895A (zh) | 涡轮构件运输系统和方法 | |
| US2136403A (en) | Means for developing reactive forces | |
| CN105308301A (zh) | 可定向火箭发动机系统 | |
| CN104842728A (zh) | 飞行汽车及其控制系统 | |
| RU2019111114A (ru) | Складной воздушный винт | |
| US20160176256A1 (en) | Shape morphing fuselage for an aerocar | |
| RU2360802C2 (ru) | Транспортное средство "автолет" | |
| RU2015134578A (ru) | Акустически оптимизированный воздухозаборник | |
| US11913378B2 (en) | Assembly for a turbomachine | |
| GB2478570A (en) | Air moving apparatus for increasing flow over aerofoil surfaces | |
| US20210261263A1 (en) | Control system and methods of controlling an engine-mounting link system | |
| KR101649513B1 (ko) | 날개 전개 장치 | |
| US11939070B2 (en) | Engine-mounting links that have an adjustable inclination angle |