RU2090461C1 - Launch vehicle - Google Patents

Launch vehicle Download PDF

Info

Publication number
RU2090461C1
RU2090461C1 RU95115377/11A RU95115377A RU2090461C1 RU 2090461 C1 RU2090461 C1 RU 2090461C1 RU 95115377/11 A RU95115377/11 A RU 95115377/11A RU 95115377 A RU95115377 A RU 95115377A RU 2090461 C1 RU2090461 C1 RU 2090461C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
module
rocket
pipelines
launch vehicle
drainage pipelines
Prior art date
Application number
RU95115377/11A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU95115377A (en
Inventor
А.К. Недайвода
В.К. Карраск
А.П. Пеструхин
Г.Д. Дермичев
Original Assignee
Государственный космический научно-производственный центр им.М.В.Хруничева
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Государственный космический научно-производственный центр им.М.В.Хруничева filed Critical Государственный космический научно-производственный центр им.М.В.Хруничева
Priority to RU95115377/11A priority Critical patent/RU2090461C1/en
Publication of RU95115377A publication Critical patent/RU95115377A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2090461C1 publication Critical patent/RU2090461C1/en

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B64G5/00—Ground equipment for vehicles, e.g. starting towers, fuelling arrangements
    • 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

Abstract

FIELD: rocketry and space engineering; pneumohydraulic and electric lines of multi-stage launch vehicle and their connection with ground lines. SUBSTANCE: oxidizer filling and vent pipe lines 13 and fuel filling and drain pipe lines 18, as well as plug connectors 24 for communication of launch vehicle with ground complex are mounted in separable module 2 located in parallel with axis of launch vehicle case 1; Module 2 is connected with case of launch vehicle by means of load-bearing detachable units provided with pushers. Case of module is divided by partition into two hermetic chambers: oxidizer chamber 10 and fuel chamber 11. Electric lines 22 and rocket drift engines are mounted on the outside of case of module 2. EFFECT: enhanced reliability. 3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к конструкции пневмогидравлических и электрических коммуникаций многоступенчатого ракетоносителя и их связей с заправочно-дренажными и электрокоммуникациями наземного комплекса. The invention relates to rocket and space technology, and more specifically to the design of pneumohydraulic and electrical communications of a multi-stage carrier rocket and their connections with refueling and drainage and electrical communications of the ground complex.

Известны конструктивные решения связей заправочно-дренажных трубопроводов и электрокоммуникаций многоступенчатой ракеты, стыкующиеся с ответными частями наземного комплекса, размещенного на откидных устройствах кабель-заправочной башни [1]
Эти решения требуют строительства рядом с пусковой площадкой ракеты громоздкого и очень дорогого сооружения, которое не обеспечивет обслуживания ракеты по всем уровням, вынуждает конструкторов при проектировании ракеты часть этих трубопроводов размещать на борту ступеней и снижать тем самым массу выводимой полезной нагрузки. Существенный эксплуатационный недостаток здесь состоит в том, что требуется ручная стыковка многочисленных трубопроводов прямо на стартовой площадке, и при неблагоприятных условиях /работа на высоте, влияние мороза, ветра и т.д./ снижается пожаровзрывобезопасность изделия, т.к. ручная подстыковка разъемных плат с деформируемыми уплотнителями не обеспечивает полной герметичности, и вероятны утечки компонентов.Known design solutions for the connections of refueling and drainage pipelines and electrical communications of a multi-stage rocket, mating with the mating parts of the ground complex, located on the folding devices of the cable-refueling tower [1]
These decisions require the construction of a bulky and very expensive structure near the rocket launch pad, which will not provide rocket service at all levels, forcing designers to design some of these pipelines on board the stages and thereby reduce the mass of the payload that is being removed. A significant operational drawback here is that manual docking of numerous pipelines is required directly on the launch pad, and under adverse conditions / work at heights, the influence of frost, wind, etc. / the fire and explosion safety of the product is reduced, because manual docking of plug-in cards with deformable seals does not provide complete tightness, and component leakages are likely.

Наиболее близким техническим решением является ракетоноситель, содержащий корпус с боками горючего и окислителя, заправочно-дренажные трубопроводы, электрокоммуникации и платы разъемных соединений заправочно-дренажных трубопроводов и штепсельных разъемов для связи ракетоносителя с наземным комплексом [2]
В этой системе все пневмогидравлические заправочно-дренажные трубопроводы и электрокоммуникации вышерасположенных ступеней прокладываются по борту данных ступеней ракетоносителя. По данной схеме сконструированы находящиеся в настоящее время в эксплуатации двухступенчатый ракетоноситель "Зенит" и трехступенчатый ракетоноситель "Протон".The closest technical solution is a rocket launcher containing a housing with sides of fuel and oxidizer, refueling and drainage pipelines, electrical communications and plug-in boards of refueling and drainage pipelines and plug connectors for connecting the rocket carrier with the ground complex [2]
In this system, all pneumohydraulic filling and drainage pipelines and electrical communications of the higher stages are laid on board these rocket carrier stages. The two-stage Zenit rocket carrier and the Proton three-stage rocket carrier that are currently in operation are designed according to this scheme.

При таком варианте прокладки коммуникаций полностью отпадает необходимость в кабель-заправочной башне. Однако прокладка на этих ракетоносителях по борту заправочно-дренажных трубопроводов ведет к увеличению конструктивного веса ступеней и несколько снижает величину выводимой полезной нагрузки, но не столь значительно, т.к. они не используют низкотемпературную кислородно-водородную топливную пару /"H2+O2"/.With this option, the laying of communications completely eliminates the need for a cable-filling tower. However, laying on these launch vehicles on board refueling and drainage pipelines leads to an increase in the structural weight of the steps and somewhat reduces the magnitude of the payload that is displayed, but not so significantly, because they do not use low-temperature oxygen-hydrogen fuel pair / "H 2 + O 2 " /.

Использование на ракетоносителе топливной пары "H2+O2" требует применения увеличенных диаметров заправочно-дренажных трубопроводов, обязательной изоляции трубопроводов, установки их крепления из теплоизолирующего материала и т.д. что резко увеличивает конечный вес конструкции ступени. Поэтому для новых поколений многоступенчатых ракетоносителей необходимы новые конструктивные решения, позволяющие снять с борта ступеней и оставить на Земле все вспомогательные трубопроводы заправочно-дренажных и проверочных трубопроводов, а также электрокоммуникации, которые необходимы только для подготовки, заправки и проверки готовности ступеней к старту на Земле, а в полете они не задействованы, ввиду чего являются лишними, т.е. "мертвыми" грузом, на величину которого снижается масса выводимой полезной нагрузки.The use of the H 2 + O 2 fuel pair on a rocket carrier requires the use of increased diameters of refueling and drainage pipelines, mandatory insulation of pipelines, installation of their fastening from heat insulating material, etc. which dramatically increases the final weight of the step structure. Therefore, for new generations of multi-stage launch vehicles, new constructive solutions are needed to remove the steps from the board and leave on Earth all the auxiliary pipelines for refueling and drainage and test pipelines, as well as electrical communications, which are necessary only for the preparation, refueling, and verification of the readiness of steps for launch on Earth, and in flight they are not involved, which is why they are superfluous, i.e. "dead" cargo, the value of which decreases the mass of the output payload.

Техническим результатом изобретения является увеличение выводимой массы полезной нагрузки за счет уменьшения массы конструкции ступеней ракетоносителя. The technical result of the invention is to increase the output mass of the payload by reducing the mass of the design of the stages of the launch vehicle.

Данный технический результат достигается тем, что в ракетоносителе, содержащем корпус с баками горючего и окислителя, заправочно-дренажные трубопроводы, электрокоммуникаций и платы разъемных соединений заправочно-дренажных трубопроводов и штепсельных разъемов для связи ракетоносителя с наземным комплексом, указанные заправочно-дренажные трубопроводы, электрокоммуникации и платы разъемных соединений заправочно-дренажных трубопроводов и штепсельных разъемов для связи ракетоносителя с наземным комплексом смонтированы в отдельном, расположенном параллельно оси корпуса ракетоносителя отделяемом модуле, связанном с корпусом ракетоносителя разъемными силовыми узлами с толкателями, причем корпус модуля разделен перегородкой на две герметичные полости, в одной из которых размещены заправочно-дренажные трубопроводы систем для связи ракетоносителя с наземным комплексом по горючему, а в другой полости трубопроводы системы для связи по окислителю, а снаружи корпуса модуля размещены электрокоммуникации и ракетные двигатели увода. This technical result is achieved by the fact that in a rocket carrier containing a housing with fuel and oxidizer tanks, refueling and drainage pipelines, electrical communications and plug-in boards of refueling and drainage pipelines and plug connectors for communicating the rocket carrier with the ground complex, the indicated refueling and drainage pipelines, electrical communications and the plug-in boards of the filling and drainage pipelines and plug connectors for connecting the launch vehicle with the ground complex are mounted in a separate a detachable module located parallel to the axis of the launch vehicle casing, connected to the rocket carrier casing by detachable power units with pushers, the module casing being divided by a partition into two sealed cavities, in one of which filling and drainage pipelines of the systems for fuel carrier communication with the ground complex are located, and in the other cavities are pipelines of the system for communication over the oxidizing agent, and electrical communications and rocket propulsion engines are located outside the module housing.

В предпочтительном варианте исполнения платы разъемных соединений заправочно-дренажных трубопроводов, соединяющих корпус ракетоносителя с корпусом модуля, размещены по обе стороны от оси модуля в боковых уширениях, выполненных в корпусе модуля. In a preferred embodiment, the plug-in connection boards for refueling and drainage pipelines connecting the launcher body to the module case are placed on both sides of the module axis in lateral broadening made in the module case.

При этом в платах разъемных соединений трубопроводы могут быть выполнены жесткими и герметичными и снабжены ослабленными местами для принудительного их разрыва. Moreover, in the boards of detachable joints, pipelines can be made rigid and tight and provided with weakened places for their forced rupture.

На фиг. 1 изображен ракетоноситель с модулями; на фиг. 2 поперечное сечение модуля в местах уширения; на фиг. 3 траектория отделения и увода модуля от ракетоносителя в полете. In FIG. 1 shows a launcher with modules; in FIG. 2 cross section of the module in the places of broadening; in FIG. 3 trajectory of separation and removal of the module from the launch vehicle in flight.

К корпусу ракетоносителя 1 отделяемый модуль 2 стыкуется параллельно его оси и закрепляется силовыми разъемными связями, например, на двух уровнях в нижней части поворотным разъемным узлом 3 и в средней части разъемным узлом 4. Оба силовых узла снабжены пружинными толкателями. В нижней част отделяемого модуля 2, в плоскости 5, размещаются платы заправочно-дренажных трубопроводов и электрокоммуникаций связи ракетоносителя с ответными системами наземного комплекса, которые располагаются в агрегате 6, имеющем выдвижные автостыки 7 с наземными магистралями. Отделяемый модуль 2 имеет корпус 8, выполненный, например, в виде трубы переменного по мере убывания трубопроводов по высоте сечения. Вертикальной перегородкой 9 его поперечное сечение разделено на две герметичные части полость окислителя 10 и полость горючего 11. По обе стороны от оси модуля в его корпусе выполнены боковые уширения. Из полости окислителя 10 в местах боковых уширений 12 выходят магистрали заправочно-дренажных трубопроводов окислителя 13, которые стыкуются сваркой по плоскостям 14 с трубопроводами разъемного соединения 15, т.е. стыки выполнены жесткими и герметичными, а также снабжены ослабленными местами для принудительного их разрыва. Также из полости горючего 11 в местах уширения 17 выходят магистрали заправочно-дренажных трубопроводов горючего 18, которые стыкуются сваркой по плоскости 19 с трубопроводами разъемного соединения 20. Снаружи корпуса 8 размещаются электрокоммуникации 22, которые прикрываются гаргротом 23, из которого электрожгуты 22 выходят к плате штепсельных разъемов 24. В верхней части отделяемого модуля 2, снаружи его корпуса 8, симметрично оси смонтированы два ракетных двигателя увода 26. To the rocket launcher body 1, the detachable module 2 is joined parallel to its axis and secured by detachable power connections, for example, on two levels in the lower part by a rotary detachable unit 3 and in the middle part by a detachable unit 4. Both power units are equipped with spring pushers. In the lower part of the detachable module 2, in plane 5, there are boards for refueling and drainage pipelines and electrical communications between the launch vehicle and the response systems of the ground complex, which are located in the unit 6, which has retractable auto-joints 7 with ground highways. The detachable module 2 has a housing 8, made, for example, in the form of a variable pipe as the pipelines decrease along the section height. Vertical partition 9 its cross section is divided into two sealed parts of the cavity of the oxidizer 10 and the cavity of the fuel 11. On both sides of the axis of the module in its housing made side broadening. From the cavity of the oxidizer 10 in the places of lateral broadening 12, the lines of the filling and drainage pipelines of the oxidizer 13 exit, which are joined by welding along the planes 14 with the pipes of the detachable joint 15, i.e. the joints are made rigid and tight, and also equipped with weakened places for their forced rupture. Also from the fuel cavity 11 in the places of broadening 17 there are lines of fueling and drainage pipelines of the fuel 18, which are joined by welding along the plane 19 with detachable connection pipelines 20. Outside of the housing 8 are electrical communications 22, which are covered by garrotrot 23, from which the electric harnesses 22 go to the plug board connectors 24. In the upper part of the detachable module 2, outside its housing 8, two rocket engines of the withdrawal 26 are mounted symmetrically to the axis.

Подготовка ракетоносителя к старту и его пуск происходит следующим образом. Preparation of the launch vehicle for launch and its launch is as follows.

После установки ракетоносителя 1 совместно с пристыкованным к нему отделяемым модулем 2 на стартовое сооружение следует автоматическая стыковка выдвижных автостыков 7 наземного комплекса с платами отделяемого модуля 2, по плоскости 5. После стыковки и проверки всех систем производится заправка ракетоносителя, затем после заключительного цикла работ производится пуск ракетоносителя. Отстыковка автостыков 7 и их уборка в сооружение 6 производится только после срабатывания команды "контакт-подъем", что гарантирует возможность беспрепятственного слива компонентов при отмене пуска. После выхода ракетоносителя из заглубления стартового сооружения, например через 2-3 с, подается команда на принудительное разделение всех трубопроводов, проходящих через разъемное соединение 15 и 20, которые разрываются по ослабленным местам в плоскостях 16 и 21, при этом плата штепсельных разъемов 24 расстыковывается по плоскости 25. Затем подается команда на принудительное разделение верхнего уровня закрепления отделяемого модуля 2 узла 4, и его пружинные толкатели разворачивают весь отделяемый модуль 2 относительно нижнего поворотного разъемного узла 3 на угол θ /фиг. 3/, после чего включаются ракетные двигатели увода 26, и отделяемый модуль 2, получив дополнительную скорость, отходит от ракетоносителя 1 и отбрасывается от него по траектории 27 от места старта на безопасное расстояние. After the launch vehicle 1 is installed together with the detachable module 2 docked to it on the launch pad, the retractable auto-joints 7 of the ground complex are automatically docked with the detachable module 2 boards along plane 5. After docking and testing of all systems, the carrier is refueled, then after the final cycle of work, the launch launch vehicle. The undocking of the auto-joints 7 and their cleaning into the building 6 is carried out only after the operation of the contact-lift command, which guarantees the possibility of unimpeded draining of components when the launch is canceled. After the launch vehicle exits the deepening of the launch site, for example, after 2-3 seconds, a command is issued for the forced separation of all pipelines passing through the plug connection 15 and 20, which are torn apart in weakened places in the planes 16 and 21, while the board of the plug connectors 24 is disconnected plane 25. Then a command is issued for the forced separation of the upper level of securing the detachable module 2 of the node 4, and its spring pushers deploy the entire detachable module 2 relative to the lower rotary time lifting unit 3 at an angle θ / Fig. 3 /, after which the rocket engines of withdrawal 26 are turned on, and the detachable module 2, having received an additional speed, departs from the carrier rocket 1 and is discarded from it along the trajectory 27 from the launch site to a safe distance.

Снятие с борта корпуса ракетоносителя всех вспомогательных заправочно-дренажных трубопроводов, а также части электрожгутов, которые нужны только для подготовки ракетоносителя на Земле, и размещение их в отдельном отделяемом модуле 2 позволяет значительно увеличить массу выводимой полезной нагрузки и упростить конструкцию ступеней ракетоносителя. Отпадает необходимость строительства на стартовой позиции громоздкой и дорогой кабель-заправочной башни. Значительно уменьшается время подготовки ракетоносителя к запуску, так как подстыковка всех коммуникаций производится автоматически, а не ручным способом. Повышается пожаровзрывообезопасность ракетоносителя, так как все топливные заправочно-дренажные трубопроводы свариваются с ответными трубопроводами отделяемого модуля, благодаря чему обеспечивается высокая герметичность их соединений. Removing all auxiliary filling and drainage pipelines, as well as parts of electric harnesses that are only needed to prepare the rocket carrier on Earth, and placing them in a separate detachable module 2, can significantly increase the mass of the payload and simplify the design of the launch vehicle stages. There is no need to build a bulky and expensive cable-filling tower at the starting position. Significantly reduces the time it takes to prepare a launch vehicle for launch, since all communications are reconnected automatically, rather than manually. The fire and explosion safety of the carrier rocket increases, since all fuel filling and drainage pipelines are welded with the reciprocal pipelines of the detachable module, which ensures high tightness of their connections.

Claims (3)

1. Ракетоноситель, содержащий корпус с баками горючего и окислителя, заправочно-дренажные трубопроводы, электрокоммуникации и платы разъемных соединений заправочно-дренажных трубопроводов и штепсельных разъемов для связи ракетоносителя с наземным комплексом, отличающийся тем, что в нем заправочно-дренажные трубопроводы, электрокоммуникации и платы разъемных соединений заправочно-дренажных трубопроводов и штепсельных разъемов для связи ракетоносителя с наземным комплексом смонтированы в отдельном, расположенном параллельно оси корпуса ракетоносителя отделяемом модуле, связанном с корпусом ракетоносителя разъемными силовыми узлами с толкателями, причем корпус модуля разделен перегородкой на две герметичные полости, в одной из которых размещены заправочно-дренажные трубопроводы системы для связи ракетоносителя с наземным комплексом по горючему, а в другой полости трубопроводы системы для связи по окислению, а снаружи корпуса модуля размещены электрокоммуникации и ракетные двигатели увода. 1. A rocket launcher comprising a housing with fuel and oxidizer tanks, refueling and drainage pipelines, electrical communications and plug-in boards of refueling and drainage pipelines and plug connectors for connecting the rocket launcher to the ground complex, characterized in that it contains refueling and drainage pipelines, electrical communications and circuit boards detachable connections of filling and drainage pipelines and plug connectors for connecting the launch vehicle with the ground complex are mounted in a separate parallel to the axis of the of the launcher carrier of a detachable module connected to the launcher housing by detachable power units with pushers, the module housing being divided by a partition into two sealed cavities, in one of which are the filling and drainage pipelines of the system for communicating the launcher with the ground complex in fuel, and in the other cavity, the pipelines of the system for communication on oxidation, and on the outside of the module housing there are electrical communications and rocket propulsion engines. 2. Ракетоноситель по п.1, отличающийся тем, что платы разъемных соединений заправочно-дренажных трубопроводов, соединяющих корпус ракетоносителя с корпусом модуля, размещены по обе стороны от оси модуля в боковых уширениях, выполненных в корпусе модуля. 2. The rocket carrier according to claim 1, characterized in that the plug-in boards of the filling and drainage pipelines connecting the rocket carrier housing to the module housing are located on both sides of the axis of the module in lateral broadening made in the module housing. 3. Ракетоноситель по п.1 или 2, отличающийся тем, что в платах разъемных соединений трубопроводы выполнены жесткими и герметичными, с ослабленными местами для принудительного их разрыва. 3. The rocket carrier according to claim 1 or 2, characterized in that in the boards of detachable joints, the pipelines are made rigid and tight, with weakened places for their forced rupture.
RU95115377/11A 1995-08-31 1995-08-31 Launch vehicle RU2090461C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU95115377/11A RU2090461C1 (en) 1995-08-31 1995-08-31 Launch vehicle

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU95115377/11A RU2090461C1 (en) 1995-08-31 1995-08-31 Launch vehicle

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU95115377A RU95115377A (en) 1996-12-10
RU2090461C1 true RU2090461C1 (en) 1997-09-20

Family

ID=20171748

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU95115377/11A RU2090461C1 (en) 1995-08-31 1995-08-31 Launch vehicle

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2090461C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2446081C1 (en) * 2010-08-06 2012-03-27 Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева" Method rocket launching
CN106314829A (en) * 2015-06-19 2017-01-11 北京强度环境研究所 Simulation cores and assembly operation platforms applied to large booster experiment
CN113916053A (en) * 2021-10-28 2022-01-11 航天科工火箭技术有限公司 Adaptive design of no-service tower and swing rod of low-temperature rocket power system

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111301716B (en) * 2020-03-23 2021-09-14 北京中科宇航技术有限公司 Power supply and distribution system of multistage carrier rocket

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1. Гольдовский Д.Ю. Программа "Аполлон". Часть II. Обзор по материалам иностр. печати. ГОНТИ-1, 1971, с. 160. 2. Меньшиков В.Л. Байконур: моя боль и любовь. - М.: ИЦ Гарант, 1994, с. 168-193. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2446081C1 (en) * 2010-08-06 2012-03-27 Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева" Method rocket launching
CN106314829A (en) * 2015-06-19 2017-01-11 北京强度环境研究所 Simulation cores and assembly operation platforms applied to large booster experiment
CN113916053A (en) * 2021-10-28 2022-01-11 航天科工火箭技术有限公司 Adaptive design of no-service tower and swing rod of low-temperature rocket power system

Also Published As

Publication number Publication date
RU95115377A (en) 1996-12-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA3153312A1 (en) Electric powered hydraulic fracturing pump system with single electric powered multi-plunger fracturing pump
RU2090461C1 (en) Launch vehicle
US5813632A (en) Salvage hardware apparatus and method for orbiting objects
US6155871A (en) Electric cable junction box assembly
CN113916053A (en) Adaptive design of no-service tower and swing rod of low-temperature rocket power system
CN201125155Y (en) Big diameter liquid loading and unloading arm destage loading control system
CN108134027A (en) A kind of new energy car battery group power supply box
RU2179941C1 (en) Space rocket system and method for rendering services in launching space vehicles using space rocket system
CN201466538U (en) Preassembled transformer substation with external incoming line bus structure
CN215408911U (en) Solid rocket engine ignition device
RU2068378C1 (en) Launch vehicle
RU2009440C1 (en) Gear for bursting cable coupling of rocket
RU2585210C1 (en) Universal hydrogen-oxygen rocket module
RU2242411C2 (en) Launching complex for pre-launching procedure and launch of launch vehicle with space vehicle
CN109316688A (en) The explosion-proof fire station of pure electric vehicle mobile micro
CN106532438A (en) Three-phase co-body rigidity air insulation power transmission circuit
RU184339U1 (en) DEVICE FOR OPERATION OF DIESEL PLACED ON A UNDERWATER OBJECT
CN108899440A (en) A kind of new-energy automobile power battery water-tight device
CN218005756U (en) Protection architecture of automatically controlled pencil
CN217465518U (en) Adaptability system of no service tower and swing rod of low-temperature rocket power system
RU2459102C1 (en) Spaceship with nuclear power plant, and nuclear rocket engine
CN220527668U (en) Self-pressure-relief explosion-proof box
CN115127826B (en) High-altitude flight test run system of aircraft and engine
CN207321734U (en) A kind of open air frequency converter
CN218844448U (en) Metal diaphragm storage tank and manual control valve power system

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20050901