RU2309092C2 - Orbital filling module - Google Patents
Orbital filling module Download PDFInfo
- Publication number
- RU2309092C2 RU2309092C2 RU2006100160/11A RU2006100160A RU2309092C2 RU 2309092 C2 RU2309092 C2 RU 2309092C2 RU 2006100160/11 A RU2006100160/11 A RU 2006100160/11A RU 2006100160 A RU2006100160 A RU 2006100160A RU 2309092 C2 RU2309092 C2 RU 2309092C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cryogenic
- orbital
- spacecraft
- fuel tanks
- additional
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при орбитальной дозаправке автономных космических аппаратов компонентами топлива и криоагентами при реализации этими аппаратами различных орбитальных маневров и длительном (в течение нескольких лет) периоде эксплуатации.The invention relates to space technology and can be used for orbital refueling of autonomous spacecraft with fuel components and cryoagents when these devices implement various orbital maneuvers and a long (for several years) period of operation.
Известен способ (пат. RU 2165869 С1, 08.08.2000) заправки жидким кислородом бака окислителя первой ступени ракеты-носителя, горизонтально расположенной на борту самолета-разгонщика воздушно-космической системы (ВКС), путем подачи жидкого кислорода в нижнюю часть бака и отвода паровой фазы при сообщении верхней части бака окислителя с дополнительной криогенной емкостью с жидким кислородом.A known method (US Pat. RU 2165869 C1, 08.08.2000) refueling with liquid oxygen the oxidizer tank of the first stage of the launch vehicle, horizontally located on board the accelerator aircraft of the aerospace system (VKS), by supplying liquid oxygen to the lower part of the tank and exhaust steam phase when the upper part of the oxidizer tank communicates with an additional cryogenic tank with liquid oxygen.
Данный способ заправки обеспечивает надежный запуск ЖРД первой ступени при десантировании ее с самолета-разгонщика. Однако наличие на борту самолета-разгонщика криогенной емкости с жидким кислородом, а также криогенного насоса, трубопроводов и арматуры, существенно усложняет конструкцию и функционирование ВКС.This refueling method ensures reliable launch of the first stage rocket engine when it is landing from an accelerator aircraft. However, the presence of a cryogenic tank with liquid oxygen on board the accelerator aircraft, as well as a cryogenic pump, pipelines and valves, significantly complicates the design and operation of the air-conductor.
Известен также способ (пат. RU 2197413 С1, 08.06.2001) заправки жидким кислородом бака окислителя ракеты-носителя ВКС, который включает заполнение перед стартом бака окислителя ракеты-носителя жидким кислородом. Термостатирование кислорода производят с использованием дополнительной криогенной емкости в процессе выведения ракеты-носителя на высоту воздушного старта. В качестве криогенного компонента этой емкости используют жидкий азот с начальной температурой, равной его температуре кипения при нормальном атмосферном давлении.There is also known a method (US Pat. RU 2197413 C1, 08.06.2001) for filling liquid oxygen tank of an HKS booster rocket with liquid oxygen, which involves filling liquid launcher before the start of the oxidizer tank with liquid oxygen. Thermostating of oxygen is carried out using an additional cryogenic tank in the process of launching the launch vehicle to the height of the air launch. Liquid nitrogen with an initial temperature equal to its boiling point under normal atmospheric pressure is used as the cryogenic component of this tank.
Данный способ позволяет улучшить эксплуатационные качества соответствующей системы, упростив ее оборудование и уменьшив потери кислорода при термостатировании.This method allows to improve the performance of the corresponding system, simplifying its equipment and reducing oxygen loss during temperature control.
Известны также другие способы и устройства (в т.ч. модульной схемы) заправки топливными компонентами баков ракет-носителей и орбитальных объектов (см. пат. RU 2197413 C1, RU 2241645 С2, RU 2215891 С2, US 4880187 A, US 4884770 А и др.).Other methods and devices are also known (including a modular scheme) for refueling carrier rockets and orbital objects with fuel components (see US Pat. RU 2197413 C1, RU 2241645 C2, RU 2215891 C2, US 4880187 A, US 4884770 A and other).
Эффективная и экономичная система заправки описана в патенте RU 2208563 С2. В ней предусмотрено заполнение бака окислителя жидким кислородом наземными средствами заправки с последующей подачей в бак окислителя переохлажденного кислорода и переливом кислорода из бака в дополнительную криогенную емкость после заполнения бака, при поддержании в дополнительной криогенной емкости избыточного давления, соответствующего штатному давлению в баке окислителя.An efficient and economical refueling system is described in patent RU 2208563 C2. It provides for the filling of the oxidizer tank with liquid oxygen by ground-based filling means, followed by supply of supercooled oxygen to the oxidizer tank and oxygen overflow from the tank into an additional cryogenic tank after filling the tank, while maintaining an additional cryogenic tank of excess pressure corresponding to the nominal pressure in the oxidizer tank.
Данная система заправки позволяет улучшить эксплуатационные качества ВКС за счет существенного упрощения технологии работ по подготовке воздушного старта ракеты-носителя при ее десантировании с самолета-разгонщика. При этом значительно уменьшается количество и вес оборудования, поскольку дополнительная криогенная емкость отстыковывается перед взлетом самолета-разгонщика. Это позволяет увеличить массу выводимого на орбиту полезного груза.This refueling system allows you to improve the performance of the aerospace system due to a significant simplification of the technology of work on the preparation of the air launch of the launch vehicle during its landing from the booster aircraft. At the same time, the quantity and weight of equipment is significantly reduced, since an additional cryogenic capacity is undocked before take-off aircraft. This allows you to increase the mass of the payload being put into orbit.
Для данного участка полета самолета-разгонщика вместе с ракетой-носителем характерно наличие силы тяжести, во многом определяющей прогнозируемое положение жидкого кислорода и парогазового объема в баке окислителя и создающей необходимые условия для надежного запуска жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) ступени.For this portion of the flight of the booster aircraft along with the launch vehicle, gravity is characteristic, which largely determines the predicted position of liquid oxygen and the gas-vapor volume in the oxidizer tank and creates the necessary conditions for the reliable start of the liquid-propellant rocket engine (LRE) of the stage.
Известные системы заправки обычно предполагают включение в свой состав следующего комплекса средств: силового каркаса, криогенных и топливных емкостей, системы энергоснабжения, системы газовых баллонов высокого давления, быстроразъемных стыковочных устройств, системы термостатирования, электроприводов, фиксирующих устройств.Well-known refueling systems usually involve the inclusion of the following complex of means: a power cage, cryogenic and fuel tanks, an energy supply system, a high-pressure gas cylinder system, quick-disconnect docking devices, a temperature control system, electric drives, and fixing devices.
Одним из недостатков перечисленных выше заправочных комплексов является обязательное использование при предварительной заправке бака окислителя жидким кислородом наземного заправочного оборудования с применением одного из возможных вариантов термостатирования этого бака до момента его десантирования в составе ракеты-носителя на основе подачи в бак окислителя переохлажденного кислорода, с переливом кислорода из этого бака в дополнительную криогенную емкость.One of the drawbacks of the above-mentioned refueling complexes is the obligatory use of ground-based refueling equipment when pre-refueling the oxidizer tank with liquid oxygen using one of the possible thermostatic options for this tank until it is dropped into the booster based on the supply of supercooled oxygen to the oxidizer tank with oxygen overflow from this tank to an additional cryogenic tank.
Другим недостатком является их ограниченные функциональные возможности, затрудняющие заправочные операции на орбите, где должна проводится дозаправка компонентами топлива и криогенными агентами как автоматических, так и пилотируемых космических аппаратов.Another disadvantage is their limited functionality, which complicates refueling operations in orbit, where refueling with fuel components and cryogenic agents of both automatic and manned spacecraft should be carried out.
Целью предлагаемого изобретения является устранение отмеченных выше и других недостатков путем расширения функциональных возможностей заправочного устройства в виде орбитального модуля-заправщика, выполненного с возможностью дозаправки как автоматических, так и пилотируемых космических аппаратов, находящихся на своих рабочих орбитах. При этом операция дозаправки осуществляется в условиях невесомости и предполагает многократную дозаправку КА как компонентами топлива, так и криогенными агентами.The aim of the invention is to eliminate the above and other disadvantages by expanding the functionality of the refueling device in the form of an orbital refueling module, configured to refuel both automatic and manned spacecraft in their working orbits. In this case, the refueling operation is carried out in zero gravity conditions and involves multiple refueling of the spacecraft with both fuel components and cryogenic agents.
Поставленная цель достигается тем, что силовой каркас предлагаемого модуля-заправщика выполнен в виде объемной шестигранной призмы, имеющей в своем составе два торцевых стыковочных шпангоута, соединенных между собой с помощью шести углепластиковых штанг, на которых закреплены шесть однотипных панелей солнечной батареи, на обоих стыковочных шпангоутах установлены периферийные стыковочные устройства, каждое из которых оснащено тремя направляющими выступами; во внутреннем объеме объемной шестигранной призмы установлена форменная конструкция, выполненная из композиционных материалов и повторяющая конфигурацию объемной шестигранной призмы, во внутреннем объеме форменной конструкции установлены две криогенные и две топливные емкости, имеющие одинаковую конфигурацию и габаритные размеры, при этом форменная конструкция оснащена дополнительными электроприводами и фиксирующими устройствами и выполнена с возможностью ее возвратно-поступательного перемещения вместе с криогенными и топливными емкостями вдоль продольной оси орбитального модуля-заправщика, причем криогенные и топливные емкости оснащены активными разделителями фаз и теплоизолирующими экранами на основе экранно-вакуумной изоляции, кроме того, обе криогенные емкости оснащены дополнительными экранами, на цилиндрических оболочках которых установлены дополнительные трубопроводы, соединенные с системой термостатирования, при этом система термостатирования выполнена с возможностью прокачки газообразного гелия по внутреннему объему дополнительных трубопроводов.This goal is achieved by the fact that the power frame of the proposed refueling module is made in the form of a volume hexagonal prism, which includes two end docking frames, interconnected by six carbon fiber rods, on which six identical panels of the solar battery are fixed, on both docking frames peripheral docking devices are installed, each of which is equipped with three guide projections; in the internal volume of the volumetric hexagonal prism, a shaped structure made of composite materials and repeating the configuration of the volumetric hexagonal prism is installed, two cryogenic and two fuel tanks having the same configuration and overall dimensions are installed in the internal volume of the shape, while the shaped structure is equipped with additional electric drives and fixing devices and is configured to reciprocate along with cryogenic and fuel tanks along the longitudinal axis of the orbital refueling module, and cryogenic and fuel tanks are equipped with active phase separators and heat-insulating screens based on screen-vacuum insulation, in addition, both cryogenic tanks are equipped with additional screens, on the cylindrical shells of which additional pipelines are connected to the system temperature control, while the temperature control system is configured to pump helium gas through the internal volume of additional piping odov.
В результате реализации стыковочных операций орбитального модуля-заправщика с автономными КА и замены с помощью ферменной конструкции, оснащенной дополнительными электроприводами и соответствующими фиксирующими устройствами, пустых емкостей на заправленные существенно расширяются функциональные возможности орбитального модуля-заправщика и при этом достигается высокая оперативность осуществления всей операции дозаправки и одновременно реализуются минимальные потери доставляемых компонентов в процессе их транспортировки.As a result of the implementation of the docking operations of the orbital refueling module with autonomous spacecraft and the replacement of empty containers with refueling by means of a truss equipped with additional electric drives and corresponding fixing devices, the functionality of the orbital refueling module significantly expands and, at the same time, the high efficiency of the entire refueling operation is achieved and at the same time, minimal losses of delivered components are realized during their transportation.
Сущность предлагаемого изобретения поясняется прилагаемым чертежом.The essence of the invention is illustrated by the attached drawing.
Предложенный орбитальный модуль-заправщик содержит жесткий силовой каркас, выполненный из продольных и поперечных элементов в виде объемной шестигранной призмы 1. На боковых гранях этой призмы закреплены панели солнечной батареи 2, обеспечивающие энергоснабжение бортовых служебных систем 3 и подпитку аккумуляторной батареи 4, от которой осуществляется электроснабжение дополнительных электроприводов 5. Эти дополнительные электроприводы 5 установлены на форменной конструкции 6 вместе с фиксирующими устройствами 7 и сменными заправленными криогенными емкостями 8, а также сменными заправленными топливными емкостями 9. Кроме того, на ферменной конструкции 6 установлены дополнительные фиксирующие устройства 10, реализующие фиксацию пустых криогенных емкостей 11 и пустых топливных емкостей 12, причем все криогенные и топливные емкости оснащены активными разделителями фаз 13, а также теплоизолирующими экранами 17. Кроме того, криогенные емкости 8 и 11 оснащены еще дополнительными экранами 18, которые охлаждаются газообразным гелием. На поперечных элементах каркаса объемной шестигранной призмы 1 с обоих торцов установлены стыковочные шпангоуты 14 и направляющие выступы 15, обеспечивающие жесткую стыковку с подобными стыковочными устройствами автономного КА. Ориентация объемной шестигранной призмы 1 при проведении стыковочных операций осуществляется бортовой системой ориентации с помощью батареи газовых баллонов высокого давления 16.The proposed orbital refueling module contains a rigid power frame made of longitudinal and transverse elements in the form of a volumetric hexagonal prism 1. Solar panels 2 are mounted on the lateral faces of this prism, providing power supply to the onboard service systems 3 and recharging the battery 4, from which electricity is supplied additional electric drives 5. These additional electric drives 5 are mounted on the shaped structure 6 together with fixing devices 7 and replaceable refueling cryogenic tanks 8, as well as replaceable refueling fuel tanks 9. In addition, additional fixing devices 10 are installed on the truss 6, which fix the empty cryogenic tanks 11 and empty fuel tanks 12, and all cryogenic and fuel tanks are equipped with active phase separators 13, as well as heat-insulating screens 17. In addition, cryogenic containers 8 and 11 are equipped with additional screens 18, which are cooled by gaseous helium. On the transverse elements of the frame of the volumetric hexagonal prism 1 from both ends there are docking frames 14 and guide projections 15, which provide a rigid docking with similar docking devices of an autonomous spacecraft. The orientation of the volumetric hexagonal prism 1 during the docking operations is carried out by an onboard orientation system using a battery of high-pressure gas cylinders 16.
На прилагаемом чертеже в составе орбитального модуля-заправщика пустые криогенные емкости 11 и пустые топливные емкости 12 показаны условно пунктиром, поскольку в составе орбитального модуля-заправщика, во внутреннем объеме ферменной конструкции 6 при осуществлении стыковочных операций с автономным КА могут находиться либо заправленные криогенные емкости 8 и заправленные топливные емкости 9 при срабатывании фиксирующих устройств 7, либо пустые криогенные и топливные емкости 11 и 12 при срабатывании дополнительных фиксирующих устройств 10. Такое положение обусловлено тем, что орбитальный модуль-заправщик сначала забирает пустые криогенные и топливные емкости, которые штатно функционировали в составе автономного КА, а затем переправляет на борт этого КА заправленные криогенные и топливные емкости. Фактически заправленные и пустые емкости находятся одновременно на борту орбитального модуля-заправщика только в процессе осуществления повторной стыковки этого орбитального модуля-заправщика с автономным КА.In the attached drawing, the empty cryogenic tanks 11 and empty fuel tanks 12 are conventionally shown in dashed lines in the composition of the orbital refueling module, since the composition of the orbital refueling module in the internal volume of the truss structure 6 may contain either filled cryogenic tanks 8 when performing docking operations with autonomous spacecraft 8 and refueled fuel tanks 9 when the locking devices 7 are triggered, or empty cryogenic and fuel tanks 11 and 12 when the additional locking devices 10 are triggered. This situation is due to the fact that the orbital refueling module first picks up empty cryogenic and fuel tanks, which functioned normally as part of an autonomous spacecraft, and then forwards filled cryogenic and fuel tanks on board this spacecraft. In fact, filled and empty containers are simultaneously on board an orbital refueling module only in the process of re-docking this orbital refueling module with an autonomous spacecraft.
Работа предлагаемого орбитального модуля-заправщика осуществляется следующим образом.The work of the proposed orbital refueling module is as follows.
Штатное функционирование орбитального модуля-заправщика предполагается в связке с орбитальной базовой платформой, в составе которой установлены криогенные и топливные резервуары, оснащенные аппаратурой, агрегатами термостатирования и заправки.The normal functioning of the orbital refueling module is supposed to be in conjunction with the orbital base platform, which includes cryogenic and fuel tanks equipped with equipment, thermostatic control and refueling units.
Именно из этих резервуаров осуществляется заправка криогенных и топливных компонентов в криогенные и топливные емкости 8 и 9, установленные на ферменной конструкции 6.It is from these tanks that the cryogenic and fuel components are refilled into cryogenic and fuel tanks 8 and 9 installed on the truss 6.
После заправки осуществляется расстыковка орбитального модуля-заправщика с базовой платформой и затем его орбитальный маневр к автономному КА, оснащенному таким же периферийным стыковочным устройством, что и орбитальный модуль-заправщик. С помощью направляющих выступов 15 и стыковочного шпангоута 14 осуществляется жесткая стыковка орбитального модуля-заправщика с аналогичным периферийным стыковочным устройством автономного КА. После стыковки с помощью дополнительных электроприводов 5 реализуется продольное перемещение ферменной конструкции 6 во внутренний объем автономного КА и с помощью фиксирующих устройств 10 производится захват пустых криогенных емкостей 11 и пустых топливных емкостей 12. По факту фиксации этих емкостей осуществляется с помощью дополнительных электроприводов 5 возврат ферменной конструкции 6 в исходное положение. Далее орбитальный модуль-заправщик осуществляет расстыковку с автономным КА и отход от него с помощью струйных сопел, питаемых от батареи газовых баллонов высокого давления 16, с последующим зависанием и разворотом орбитального модуля-заправщика на угол 180°. С помощью направляющих выступов 15 и стыковочного шпангоута 14 второго периферийного стыковочного устройства этого орбитального модуля-заправщика осуществляется его повторная жесткая стыковка с автономным КА.After refueling, the orbital refueling module is undocked with the base platform and then its orbital maneuver to the autonomous spacecraft equipped with the same peripheral docking device as the orbital refueling module. Using the guiding protrusions 15 and the docking frame 14, a rigid docking of the orbital refueling module is carried out with a similar peripheral docking device of an autonomous spacecraft. After docking with the help of additional electric drives 5, the truss 6 is longitudinally moved to the internal volume of the autonomous spacecraft and, using fixing devices 10, empty cryogenic tanks 11 and empty fuel tanks 12 are captured. After fixing these tanks, the truss is returned using additional electric drives 5 6 to the starting position. Next, the orbital refueling module undocks with an autonomous spacecraft and moves away from it using jet nozzles powered by a battery of high-pressure gas cylinders 16, with the subsequent freezing and rotation of the orbital refueling module through an angle of 180 °. With the help of the guide protrusions 15 and the docking frame 14 of the second peripheral docking device of this orbital refueling module, it is again rigidly docked with an autonomous spacecraft.
Затем с помощью дополнительных электроприводов 5 реализуется продольное перемещение ферменной конструкции 6 во внутренний объем автономного КА и с помощью его фиксирующих устройств производится захват заправленных криогенных емкостей 8 и заправленных топливных емкостей 9. Затем с помощью дополнительных электроприводов 5 реализуется возврат ферменной конструкции 6 в исходное положение. После выполнения этой операции орбитальный модуль-заправщик осуществляет расстыковку с автономным КА и отход от него. Таким образом, осуществлена дозаправка автономного КА криоагентами и топливом путем оперативной замены пустых емкостей 11 и 12 на заправленные емкости 8 и 9.Then, with the help of additional electric drives 5, the longitudinal movement of the truss structure 6 into the internal volume of the autonomous spacecraft is realized and, using its locking devices, the charged cryogenic tanks 8 and the filled fuel tanks 9 are captured. Then, with the help of additional electric drives 5, the truss 6 is returned to its original position. After this operation is completed, the orbital refueling module undocks with the autonomous spacecraft and moves away from it. Thus, the autonomous spacecraft was refueled with cryoagents and fuel by quickly replacing the empty tanks 11 and 12 with the filled tanks 8 and 9.
Оснащение криогенных емкостей и топливных емкостей активными разделителями фаз 13 обеспечивает в полном объеме жидкими криоагентами (жидким азотом, жидким гелием) и жидкими топливными компонентами агрегаты, научную и служебную аппаратуру автономного КА в течение всего срока его активного функционирования.Equipping cryogenic tanks and fuel tanks with active phase separators 13 provides in full with liquid cryoagents (liquid nitrogen, liquid helium) and liquid fuel components, aggregates, scientific and service equipment of an autonomous spacecraft during the entire period of its active functioning.
При этом минимизируются потери доставляемых компонентов при транспортировке и передаче их на борт автономного КА. Проведенные оценочные расчеты по определению потерь криоагентов при их транспортировке и передаче на борт автономного КА с помощью предлагаемого орбитального модуля-заправщика показали, что они не превышают 5-7% от общей массы криоагентов. Для сравнения потери криоагентов при использовании традиционных средств дозаправки достигают 30-40% от их общей массы.At the same time, the losses of delivered components during transportation and their transfer on board an autonomous spacecraft are minimized. Estimated calculations to determine the loss of cryoagents during their transportation and transfer to board an autonomous spacecraft using the proposed orbital refueling module showed that they do not exceed 5-7% of the total mass of cryoagents. For comparison, the loss of cryoagents using traditional refueling agents reaches 30-40% of their total mass.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006100160/11A RU2309092C2 (en) | 2006-01-12 | 2006-01-12 | Orbital filling module |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006100160/11A RU2309092C2 (en) | 2006-01-12 | 2006-01-12 | Orbital filling module |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006100160A RU2006100160A (en) | 2007-07-20 |
| RU2309092C2 true RU2309092C2 (en) | 2007-10-27 |
Family
ID=38430711
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006100160/11A RU2309092C2 (en) | 2006-01-12 | 2006-01-12 | Orbital filling module |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2309092C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2509039C2 (en) * | 2008-09-08 | 2014-03-10 | Снекма | Cluster of two pairs of tanks and flying launcher equipped with such cluster |
| CN106516167A (en) * | 2016-11-03 | 2017-03-22 | 上海卫星工程研究所 | High precision propellant filling method for high orbit satellite with parallel-connection flat-laid storage tanks |
-
2006
- 2006-01-12 RU RU2006100160/11A patent/RU2309092C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2509039C2 (en) * | 2008-09-08 | 2014-03-10 | Снекма | Cluster of two pairs of tanks and flying launcher equipped with such cluster |
| CN106516167A (en) * | 2016-11-03 | 2017-03-22 | 上海卫星工程研究所 | High precision propellant filling method for high orbit satellite with parallel-connection flat-laid storage tanks |
| CN106516167B (en) * | 2016-11-03 | 2019-05-03 | 上海卫星工程研究所 | The high-precision repropellenting method of high rail parallel connection tiling tank satellite |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2006100160A (en) | 2007-07-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9850008B2 (en) | Integrated vehicle fluids | |
| US9273634B2 (en) | Rocket stage and method of improving an existing rocket stage | |
| US8393582B1 (en) | Apparatus and method of transferring and utilizing residual fuel of a launch vehicle upper stage | |
| US4723736A (en) | Rocket staging system | |
| US20100269487A1 (en) | Thermally-integrated fluid storage and pressurization system | |
| Hurlbert et al. | Nontoxic orbital maneuvering and reaction control systems for reusable spacecraft | |
| US6360993B1 (en) | Expendable launch vehicle | |
| McLean et al. | Simple, robust cryogenic propellant depot for near term applications | |
| RU2309092C2 (en) | Orbital filling module | |
| RU2215891C2 (en) | Impulse solar rocket engine installation | |
| Barr | The ACES stage concept: higher performance, new capabilities, at lower recurring cost | |
| Oleson | A 1 MW Solar Electric and Chemical Propulsion Vehicle for Piloted Mars Opposition Class Missions | |
| JP2016540153A (en) | Equipment for supplying propellant to rocket engine propulsion room | |
| RU2447313C1 (en) | Restartable liquid-propellant engine (versions) | |
| Kutter | Distributed launch-enabling beyond LEO missions | |
| US11897636B2 (en) | Rocket propulsion system, method, and spacecraft | |
| Kutter et al. | Ongoing launch vehicle innovation at United Launch Alliance | |
| Hurlbert et al. | An open exploration architecture using an L-1 space propellant depot | |
| Chato | Cryogenic fluid transfer for exploration | |
| RU2492342C1 (en) | Pumpless cryogenic liquid propellant rocket engine (versions) | |
| Howard | A Joinable Undercarriage to Maximize Payload (JUMP) Lunar Lander for Cargo Delivery to the Lunar Surface | |
| Blatt et al. | Centaur propellant acquisition system study | |
| RU2345933C1 (en) | Multistage carrier rocket | |
| Ballard | Conceptual lay-out of small launcher | |
| Robinson et al. | Next Generation Reusable Space Transportation System |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160113 |