RU2333138C2 - Комплекс для вывода в космос полезного груза - Google Patents
Комплекс для вывода в космос полезного груза Download PDFInfo
- Publication number
- RU2333138C2 RU2333138C2 RU2003114936/11A RU2003114936A RU2333138C2 RU 2333138 C2 RU2333138 C2 RU 2333138C2 RU 2003114936/11 A RU2003114936/11 A RU 2003114936/11A RU 2003114936 A RU2003114936 A RU 2003114936A RU 2333138 C2 RU2333138 C2 RU 2333138C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ship
- complex
- aircraft
- separation
- spacecraft
- Prior art date
Links
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims abstract description 28
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 8
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 claims description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 4
- 230000008859 change Effects 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 230000002452 interceptive effect Effects 0.000 description 1
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 238000005303 weighing 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
- B64G1/14—Space shuttles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D5/00—Aircraft transported by aircraft, e.g. for release or reberthing during flight
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
- B64G1/005—Air launch
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Transportation (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Automatic Assembly (AREA)
- Navigation (AREA)
- Tires In General (AREA)
Abstract
Изобретение относится к комплексам для вывода в космос полезного груза. Комплекс представляет собой сверхзвуковой космический корабль (1), закрепленный на верхней поверхности летательного аппарата (2), являющийся носителем указанного груза и выполненный с возможностью запуска с земли на летательном аппарате, для последующего самостоятельного вывода указанного полезного груза на заданную траекторию, причем указанный комплекс снабжен средствами разделения корабля и летательного аппарата. Комплекс содержит средства измерения физических параметров, используемых при оценке надежности этапа разделения корабля и летательного аппарата, и средства оценки надежности указанного этапа, служащие для выдачи разрешения или запрета на приведение в действие указанных средств разделения. Комплекс также содержит опорную конструкцию (3) для крепления корабля (1) на верхней поверхности летательного аппарата (2), при этом указанная конструкция содержит средства регулировки угла (α) наклона корабля (1), представляющие собой две тяги (151, 152) с изменяемой длиной, являющиеся составной частью опорной конструкции (3), и средства поддержки тяг (151, 152) в плоскости, перпендикулярной к продольной оси летательного аппарата, независимо от угла (α) наклона корабля (1). Изобретение обеспечивает повышение надежности разделения корабля и летательного аппарата. 7 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к комплексу для вывода в космос полезного груза, представляющему собой сверхзвуковой космический корабль, являющийся носителем такого груза и выполненный с возможностью запуска с земли на летательном аппарате для последующего самостоятельного вывода полезного груза на заданную траекторию, причем указанный комплекс снабжен средствами разделения корабля и летательного аппарата.
Такие комплексы уже известны, в частности один из них описан в статье "Демонстратор VEHRA", опубликованной в мае 1999 г. в номере 44 журнала "News from Prospace", который издается французской компанией PROSPACE.
Основу этого комплекса составляет космический корабль VEHRA (по начальным буквам французских слов "бортовой сверхзвуковой корабль многократного использования"), разработанный фирмой-заявителем в целях снижения стоимости вывода спутника на низкую орбиту.
Этот корабль устанавливается на верхней поверхности фюзеляжа тяжелого транспортного самолета типа Аэробус-300, который предназначен для его транспортировки на высоту порядка 10 км, где корабль отделяется от самолета и выходит на суборбитальную траекторию под действием тяги, создаваемой его двигателем. Корабль набирает высоту 100-120 км со скоростью Маха от 8 до 12. После выключения двигателя полезный груз покидает один из отсеков корабля, выходя на заданную орбиту.
Что касается корабля, то он возвращается в атмосферу на сверхзвуковой скорости и приземляется, после чего его можно использовать для следующих полетов. Такой подход позволяет осуществить экономичный запуск небольшого спутника весом порядка 250 кг, который при необходимости может иметь сгораемую ступень, на низкую орбиту (высотой порядка 100-200 км).
Совершенно очевидно, что наиболее сложным этапом описанного выше полета является этап отделения корабля от летательного аппарата. При этом необходимо тщательно следить за траекторией движения каждого из них после разделения с целью предотвратить их возможное столкновение. Целью изобретения как раз и является обеспечение максимально надежного разделения корабля и летательного аппарата.
Указанная цель, а также другие цели изобретения, раскрытые в нижеследующем описании, достигаются путем создания комплекса типа описанного во вводной части, который отличается тем, что содержит средства измерения физических параметров, используемых при оценке надежности этапа разделения корабля и летательного аппарата, и средства оценки надежности указанного этапа для выдачи разрешения или запрета на приведение в действие средств разделения.
В соответствии с другими признаками комплекса согласно изобретению,
- указанные средства измерения выполнены с возможностью представления результатов измерения инерционных и аэродинамических характеристик, связанных с работой комплекса;
- комплекс содержит опорную конструкцию для крепления корабля на верхней поверхности летательного аппарата, причем указанные средства измерения выполнены с возможностью представления результатов измерения усилий, приложенных к указанной опорной конструкции;
- указанная опорная конструкция содержит средства регулировки угла наклона корабля;
- указанные средства регулировки представляют собой две тяги с изменяемой длиной, являющиеся составной частью указанной опорной конструкции и размещенные между указанным кораблем и указанным летательным аппаратом перед центром тяжести корабля с целью обеспечения поворота указанного корабля вокруг оси, перпендикулярной к его продольной плоскости симметрии и находящейся в поперечной плоскости, проходящей через его центр тяжести;
- указанная ось определяется осями средств шарнирного крепления, установленных между кораблем и балками, которые являются составной частью указанной опорной конструкции и размещены практически напротив указанного центра тяжести;
- указанная опорная конструкция содержит подкосы для распределения усилий, воздействующих на балки;
- указанная опорная конструкция содержит скользящую опору и средства поддержки тяг в плоскости, перпендикулярной к продольной оси летательного аппарата, независимо от угла наклона корабля;
- указанная опорная конструкция содержит средства поддержки указанных тяг в плоскости, перпендикулярной к продольной оси летательного аппарата, независимо от угла наклона корабля.
- указанные средства оценки содержат ЭВМ, в которую поступают результаты указанных измерений физических параметров и команды от экипажа летательного аппарата, при этом указанная ЭВМ выполнена с возможностью вырабатывать и передавать команды для управления средствами разделения и команды для управления средствами регулирования угла наклона корабля;
- указанные средства разделения представляют собой средства пиротехнического типа, размещенные между кораблем и опорной конструкцией.
Остальные признаки и преимущества изобретения явствуют из нижеследующего описания в сочетании с приложенными чертежами, на которых:
- фиг.1 представляет собой схематическое изображение комплекса согласно изобретению на частичном виде сбоку;
- фиг.2 представляет собой детальный вид опорной конструкции для крепления корабля на летательном аппарате в рамках комплекса согласно фиг.1;
- фиг.3А-3С представляют собой виды комплекса по фиг.1 в разрезе по линиям, соответственно, А, В и С;
- фиг.4 представляет собой блок-схему, иллюстрирующую взаимодействие средств измерения, оценки надежности и управления, являющихся составными частями комплекса согласно изобретению.
На фиг.1 показан космический корабль 1 типа VEHRA, установленный на верхней поверхности летательного аппарата (например, тяжелого транспортного самолета) 2 с помощью опорной конструкции, обозначенной общей позицией 3.
При рассмотрении этого чертежа, а также детального вида фиг.2 и поперечных разрезов фиг.3А-3С видно, что указанная опорная конструкция 3 содержит закрепленные прямо под центром тяжести 4 корабля 1 две балки 51 и 52, расположенные симметрично и параллельно по обе стороны от плоскости X симметрии комплекса между накладками 61 и 62, соответственно, закрепленными на центральной усиливающей детали 7 летательного аппарата, и коаксиальными осями, 81 и 82 соответственно, образующими средства шарнирного крепления, вокруг которых может, как будет показано ниже, поворачиваться корабль 1.
Балки 51, 52 усилены с помощью двух пар подкосов 91, 92 (фиг.3В) и 101, 102 (фиг.3С). Как видно на чертеже, подкосы 91, 92 установлены в виде V-образной конструкции между осями 81, 82 и усиливающей деталью 7, а подкосы 101, 102 установлены параллельно плоскости X симметрии комплекса между осями, соответственно, 81, 82 и задней усиливающей деталью 11 летательного аппарата, снабженной накладками, соответственно, 121, 122, которые служат опорами для этих подкосов.
На фиг.3В и 3С можно также видеть, что космический корабль 1 имеет неподвижные элероны 131, 132, а на фиг.1 показано, что он снабжен ракетным двигателем 14 для обеспечения его свободного полета (эти органы рассмотрены более детально в цитированной выше статье). Кроме того, корабль 1 имеет аэродинамические рули (не показаны).
Спереди от своего центра тяжести 4 корабль 1 поддерживается двумя тягами 151, 152, установленными, как показано на фиг.3А, в виде Λ-образной конструкции между общей скользящей опорой 16, расположенной в осевой плоскости Х симметрии корабля, и двумя накладками 171, 172, которые симметрично размещены на усиливающей детали 18 летательного аппарата.
В соответствии с одним из признаков изобретения, тяги 151, 152 имеют изменяемую длину. Легко видеть, что, изменяя длину этих тяг, можно обеспечивать поворот корабля на осях 81, 82, при этом будет изменяться и угол α наклона корабля, как показано пунктиром на фиг.1 (этот угол α измеряют относительно направления продольной оси летательного аппарата). Ниже будут описаны различные примеры применения указанных средств регулировки угла наклона корабля.
Тяги 151, 152 могут быть выполнены, например (но совсем не обязательно), в виде винтовых домкратов, в частности, винтовых домкратов на шаровых опорах.
Целесообразно, чтобы скользящая опора 16 была механически связана со средствами (не показаны), обеспечивающими возможность ее перемещения в направлении по двухсторонней стрелке F (фиг.2), с целью удержания тяг 151, 152 в поперечной плоскости, определяемой линией А, при изменении их длины. Благодаря этой мере предотвращается воздействие на тяги моментов, обусловленных нависанием корабля над летательным аппаратом.
Перейдем теперь к рассмотрению блок-схемы фиг.4, иллюстрирующей средства оценки надежности этапа разделения космического корабля и летательного аппарата. Целесообразно, чтобы это разделение достигалось посредством приведения в действие специальных пиротехнических средств (не показаны), которые располагают между кораблем и опорной конструкцией 3, вблизи от опоры 16 и осей 81, 82.
Как видно на схеме, средства оценки содержат ЭВМ, которая находится в интерактивной связи с командами 21, поступающими от экипажа летательного аппарата 2, и избирательно вырабатывает и передает, с одной стороны, команды 22 на приведение в действие пиротехнических средств разделения и, с другой стороны, команды 23 на изменение длины передних тяг 151, 152 для регулирования угла α наклона.
Согласно изобретению на ЭВМ поступают также результаты измерения физических параметров от средств измерения 24, 25 и 26.
В средствах 24 объединены средства измерения "инерционных" характеристик комплекса корабль-летательный аппарат, а именно угла φ крена, угла θ тангажа, угла ψ курса и трех компонент Jx, Jy, Jz ускорения комплекса.
В средствах 25 объединены средства измерения "аэродинамических" характеристик: угла наклона летательного аппарата, а также статического и динамического давлений, действующих на летательный аппарат и на корабль.
В средствах 26 объединены измерения, относящиеся к усилиям, действию которых подвергаются различные элементы опорной конструкции - тяги, балки и подкосы.
Работа комплекса согласно изобретению происходит следующим образом. После того как летательный аппарат 2 взлетит вместе с кораблем VEHRA, закрепленным на его верхней поверхности с помощью опорной конструкции 3, он достигает заданной высоты, которая равна, например, 10 км. В этот момент корабль 1 должен отделиться от летательного аппарата, после чего он самостоятельно продолжает движение, неся размещенный на нем полезный груз, например искусственный спутник, который должен быть выведен на низкую геоцентрическую орбиту, после чего корабль возвращается со сверхзвуковой скоростью сквозь атмосферу на землю и приземляется в режиме автопилота, а затем, как сказано выше, его можно вновь использовать для последующих полетов.
В течение заданного отрезка времени экипаж летательного аппарата должен подать на пиротехнические средства команды 22 на запуск операции разделения космического корабля и летательного аппарата. В порядке подготовки к этому ответственному этапу полета ЭВМ 20 осуществляет непрерывное наблюдение за изменением параметров, результаты измерения которых выдают средства измерения 24, 25 и 26, с целью оценки надежности предстоящего выполнения этого этапа полета. В процессе этого наблюдения ЭВМ может, например, следить за тем, чтобы результаты каждого из выполняемых измерений оставались в некотором диапазоне значений, совместимом с поставленной задачей, то есть обеспечением надежного разделения корабля и летательного аппарата, при активизации пиротехнических средств.
Для этого ЭВМ 20 программируется таким образом, чтобы она обеспечивала создание нужного режима разделения комплекса корабль-летательный аппарат, меняя угол α наклона корабля посредством выдачи соответствующей команды 23 на регулировку передних тяг 151, 152, в результате чего угол α устанавливается на величину, которая обеспечивает приведение комплекса в состояние надежного разделения путем изменения аэродинамических режимов полета, которые измеряются средствами 25.
Благодаря этому указанная команда будет активизирована, с высокой степенью надежности, только тогда, когда на космический корабль воздействуют аэродинамические силы, достаточные для того, чтобы корабль 1 отделился от летательного аппарата 2 с уходом от траектории движения последнего.
Если в течение отрезка времени, выделенного для выполнения операции разделения, будут одновременно созданы все необходимые для этого условия, ЭВМ 20 информирует об этом экипаж, который получает тем самым разрешение выдать команду на приведение в действие пиротехнических средств разделения.
В противном случае ЭВМ 20 посылает запрет на выдачу такой команды, которая, как показано на фиг.4, должна проходить через эту ЭВМ.
Если указанный запрет действует вплоть до окончания отрезка времени, выделенного для выполнения операции разделения, комплекс корабль-летательный аппарат возвращается на землю. В ходе этого обратного полета ЭВМ 20 может также менять угол α наклона корабля, оптимизируя аэродинамические режимы обратного полета, например, путем уменьшения лобового сопротивления комплекса с целью экономии горючего.
То же происходит и в случае отмены запуска из-за неблагоприятных атмосферных условий или каких-либо технических проблем.
Кроме этого, регулирование угла α позволяет оптимизировать полет комплекса от аэродрома отправления до набора высоты, на которой корабль должен самостоятельно выйти в космос, либо при транспортировке корабля VEHRA на какой-либо другой аэродром для проведения техобслуживания или размещения полезного груза и т.п.
Из сказанного можно сделать вывод, что изобретение действительно обеспечивает повышение надежности выполнения ответственного этапа разделения, являющегося частью операции запуска в космос, типа описанной во вводной части описания изобретения.
Указанный этап разделения имеет место, как правило, на высоте 10 км при скорости Маха 0,7. Используемые пиротехнические средства выполняются с достаточной избыточностью с целью еще большего увеличения надежности выполнения этой операции. После разделения освободившийся корабль, аэродинамические рули которого заблокированы, удаляется от летательного аппарата-носителя, двигаясь с углом наклона 15-20°.
После того как корабль 1 отойдет от летательного аппарата 2 на заданное безопасное расстояние, приводятся в действие его аэродинамические рули, а через несколько секунд свободного полета и тяговый двигатель 14.
Благодаря введению в опорную конструкцию корабля VEHRA средств регулировки его угла наклона легко достигается не только поставленная цель повышения надежности разделения, но и иные различные преимущества на других этапах полета, как предшествующих выводу полезного груза, так и следующих за отменой вывода груза.
Предлагаемое изобретение не ограничивается, разумеется, вариантом выполнения, который описан выше и проиллюстрирован на чертежах лишь в качестве одного из возможных примеров. Так, например, комплекс согласно изобретению может содержать опорную конструкцию, снабженную средствами регулировки угла наклона космического корабля, которые не будут связаны со средствами для выдачи разрешения или запрета на приведение в действие средств разделения корабля и летательного аппарата.
Claims (8)
1. Комплекс для вывода в космос полезного груза, представляющий собой сверхзвуковой космический корабль (1), закрепленный на верхней поверхности летательного аппарата (2), являющийся носителем указанного полезного груза и выполненный с возможностью запуска с земли на летательном аппарате (2), для последующего самостоятельного вывода указанного полезного груза на заданную траекторию, причем указанный комплекс снабжен средствами разделения корабля (1) и летательного аппарата (2), отличающийся тем, что
указанный комплекс содержит средства (24, 25, 26) измерения физических параметров, используемых при оценке надежности этапа разделения корабля (1) и летательного аппарата (2), и средства (20) оценки надежности указанного этапа, служащие для выдачи разрешения или запрета на приведение в действие указанных средств разделения;
указанный комплекс содержит опорную конструкцию (3) для крепления корабля (1) на верхней поверхности летательного аппарата (2), при этом указанная конструкция содержит
средства регулировки угла (α) наклона корабля (1), представляющие собой две тяги (151, 152) с изменяемой длиной, являющиеся составной частью опорной конструкции (3), и
средства поддержки тяг (151, 152) в плоскости, перпендикулярной к продольной оси летательного аппарата, независимо от угла (α) наклона корабля (1).
2. Комплекс по п.1, отличающийся тем, что средства (24, 25) измерения выполнены с возможностью представления результатов измерения инерционных и аэродинамических характеристик, связанных с работой комплекса.
3. Комплекс по п.2, отличающийся тем, что средства (26) измерения выполнены с возможностью измерения и передачи данных об усилиях, приложенных к опорной конструкции (3).
4. Комплекс по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что указанные средства регулировки размещены между кораблем (1) и летательным аппаратом (2) перед центром тяжести (4) корабля с целью обеспечения поворота корабля (1) вокруг оси, перпендикулярной к его продольной плоскости (X) симметрии и находящейся в поперечной плоскости (В), проходящей через его центр тяжести (4).
5. Комплекс по п.4, отличающийся тем, что указанная ось определяется осями (81, 82) средств шарнирного крепления, установленных между кораблем (1) и балками (51, 52), которые являются составной частью указанной опорной конструкции и размещены практически напротив указанного центра тяжести.
6. Комплекс по п.5, отличающийся тем, что опорная конструкция (3) содержит подкосы (91, 92; 101, 102) для распределения усилий, воздействующих на балки (51, 52).
7. Комплекс по любому из пп.1-3, 5 или 6, отличающийся тем, что указанные средства оценки содержат ЭВМ (20), в которую поступают результаты указанных измерений физических параметров и команды (21) от экипажа летательного аппарата, при этом указанная ЭВМ выполнена с возможностью вырабатывать и передавать команды (22) для управления средствами разделения и команды (23) для управления средствами регулирования угла (α) наклона корабля (1).
8. Комплекс по любому из пп.1-3, 5 или 6, отличающийся тем, что указанные средства разделения представляют собой средства пиротехнического типа, размещенные между кораблем (1) и опорной конструкцией (3).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0206372A FR2839946B1 (fr) | 2002-05-24 | 2002-05-24 | Ensemble composite de lancement d'une charge utile dans l'espace |
| FR0206372 | 2002-05-24 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2003114936A RU2003114936A (ru) | 2004-11-20 |
| RU2333138C2 true RU2333138C2 (ru) | 2008-09-10 |
Family
ID=29415061
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003114936/11A RU2333138C2 (ru) | 2002-05-24 | 2003-05-21 | Комплекс для вывода в космос полезного груза |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6926226B2 (ru) |
| DE (1) | DE10321333B4 (ru) |
| FR (1) | FR2839946B1 (ru) |
| IL (1) | IL156016A (ru) |
| IT (1) | ITMI20030979A1 (ru) |
| RU (1) | RU2333138C2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2521936C2 (ru) * | 2012-10-03 | 2014-07-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Планер летательного аппарата |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7458544B1 (en) | 2005-12-23 | 2008-12-02 | Airlaunch Llc | Method and apparatus for dropping a launch vehicle from beneath an airplane |
| US20080045146A1 (en) * | 2006-01-18 | 2008-02-21 | Per Wahlberg | Systems and methods for establishing modular and flexible satellite communications networks |
| DE102008034618B4 (de) * | 2008-07-25 | 2015-05-13 | Mbda Deutschland Gmbh | Verfahren zum Abkoppeln eines unbemannten Flugkörpers von einem Trägerluftfahrzeug |
| CN101943894B (zh) * | 2010-08-30 | 2012-05-09 | 中国人民解放军63796部队 | 一种运载器安全判决参数定量确定方法 |
| FR2987345B1 (fr) * | 2012-02-29 | 2014-11-21 | Airbus Operations Sas | Dispositif aerodynamique de transport de troncon de fuselage d'aeronef |
| CN104182272B (zh) * | 2014-09-02 | 2017-04-12 | 哈尔滨工业大学 | 一种用于高超声速飞行器考核的仿真测试平台及控制方法 |
| US10501184B2 (en) * | 2016-02-24 | 2019-12-10 | Raytheon Company | Compliant aft pivot assemblies and systems |
| US10669047B2 (en) * | 2017-05-24 | 2020-06-02 | The Boeing Company | System and method for hypersonic payload separation |
| US11878801B2 (en) | 2021-04-30 | 2024-01-23 | Raytheon Company | Adjustable aft pivot assembly release component |
| US11866202B2 (en) * | 2021-07-27 | 2024-01-09 | Fenix Space, Inc. | System and method for improved air-launch of a launch vehicle from a towed aircraft |
| CN113928570B (zh) * | 2021-11-19 | 2023-12-01 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 航天装置的锁紧机构 |
Family Cites Families (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1925768A (en) | 1932-04-26 | 1933-09-05 | Mayo Robert Hobart | Means for launching aircraft |
| GB430071A (en) * | 1933-12-11 | 1935-06-11 | Boulton & Paul Ltd | Improvement in aeroplanes |
| US2364803A (en) * | 1941-08-19 | 1944-12-12 | Mayhew Peter | Crash plane |
| DE891658C (de) * | 1944-03-04 | 1953-10-01 | Daimler Benz Ag | Startverfahren fuer Schnellstflugzeuge |
| FR1002315A (fr) * | 1946-09-06 | 1952-03-05 | Liaison et largage d'un appareil porté par un aéronef | |
| US2883125A (en) * | 1954-01-14 | 1959-04-21 | Boeing Co | Composite aircraft |
| US3516624A (en) * | 1968-08-12 | 1970-06-23 | Norman L Crook | Pitch stabilization system for dual unit aircraft |
| US3981467A (en) * | 1975-10-17 | 1976-09-21 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Launch lock device |
| US4802639A (en) | 1984-09-28 | 1989-02-07 | The Boeing Company | Horizontal-takeoff transatmospheric launch system |
| DE3740645A1 (de) | 1987-12-01 | 1989-06-15 | Dornier Gmbh | Mehrstufiges raumfahrt-transportsystem |
| US4901949A (en) | 1988-03-11 | 1990-02-20 | Orbital Sciences Corporation Ii | Rocket-powered, air-deployed, lift-assisted booster vehicle for orbital, supraorbital and suborbital flight |
| DE3921520A1 (de) | 1989-06-30 | 1990-07-26 | Ohb Opto Elektronik Hydraulik | Start von satelliten/flugkoerpern mit hilfe einer traegerrakete vom ueberschallflugzeug concord aus |
| US5295642A (en) | 1991-11-08 | 1994-03-22 | Spread Spectrum, Inc. | High altitude launch platform payload launching apparatus and method |
| GB9215846D0 (en) * | 1992-07-25 | 1992-09-16 | British Aerospace | Vertical take-off/landing of aircraft |
| US5626310A (en) | 1994-11-21 | 1997-05-06 | Kelly Space & Technology, Inc. | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft |
| US6029928A (en) | 1994-11-21 | 2000-02-29 | Kelly Space & Technology Inc. | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft |
| US5740985A (en) | 1996-09-16 | 1998-04-21 | Scott; Harry | Low earth orbit payload launch system |
| US6119985A (en) * | 1997-03-07 | 2000-09-19 | Pioneer Rocketplane Corporation | Reusable rocket-propelled high altitude airplane and method and apparatus for mid-air oxidizer transfer to said airplane |
| US6360994B2 (en) * | 1997-12-19 | 2002-03-26 | Don A. Hart & Associates, Inc. | Configurable space launch system |
| DE69911816T2 (de) * | 1999-07-29 | 2004-08-12 | Anatoly Stepanovich Karpov | Steuerungsverfahren für luft- und raumfahrsystem zum tragen einer nutzlast auf eine umlaufbahn |
| UA56364C2 (ru) | 1999-07-29 | 2003-05-15 | Анатолій Стєпановіч Карпов | Авиационно-космическая система |
| ATE347478T1 (de) | 2000-05-25 | 2006-12-15 | Trexel Inc | Polymerschaumbearbeitung mit niedrigem gehalt an treibmitteln |
-
2002
- 2002-05-24 FR FR0206372A patent/FR2839946B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2003
- 2003-05-13 DE DE10321333.3A patent/DE10321333B4/de not_active Expired - Fee Related
- 2003-05-16 IT IT000979A patent/ITMI20030979A1/it unknown
- 2003-05-20 IL IL156016A patent/IL156016A/en active IP Right Grant
- 2003-05-21 RU RU2003114936/11A patent/RU2333138C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2003-05-23 US US10/443,791 patent/US6926226B2/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2521936C2 (ru) * | 2012-10-03 | 2014-07-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Планер летательного аппарата |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE10321333B4 (de) | 2019-08-08 |
| DE10321333A1 (de) | 2004-01-08 |
| US20030218101A1 (en) | 2003-11-27 |
| IL156016A0 (en) | 2003-12-23 |
| FR2839946A1 (fr) | 2003-11-28 |
| US6926226B2 (en) | 2005-08-09 |
| ITMI20030979A1 (it) | 2003-11-25 |
| FR2839946B1 (fr) | 2004-12-24 |
| IL156016A (en) | 2007-10-31 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8498756B1 (en) | Movable ground based recovery system for reuseable space flight hardware | |
| RU2175933C2 (ru) | Средства, способ и система запуска космических аппаратов на основе буксируемого планера (их варианты) | |
| US6666409B2 (en) | Crewed on-orbit, returnable, and reusable space vehicle | |
| RU2333138C2 (ru) | Комплекс для вывода в космос полезного груза | |
| US6450452B1 (en) | Fly back booster | |
| US3929306A (en) | Space vehicle system | |
| RU97110200A (ru) | Средства запуска космических аппаратов, выполненные в виде планера и буксируемые на высоту запуска обычным самолетом | |
| US7861972B1 (en) | Release mechanism for a forward and aft restrained load in an aircraft | |
| US4447025A (en) | Carrier for a dropload to be dropped from an aircraft | |
| US5322248A (en) | Methods and arrangements tailoring aerodynamic forces afforded by a payload to reduce flight loads and to assist flight control for the coupled system | |
| US20030080241A1 (en) | Air launch of payload carrying vehicle from a transport aircraft | |
| RU2003114936A (ru) | Комплекс для вывода в космос полезного груза | |
| Khartov et al. | Conceptual design of “Exomars-2018” descent module developed by federal enterprise “Lavochkin Association” | |
| RU2376214C1 (ru) | Способ доставки экипажа с поверхности земли на окололунную орбиту и возвращения с окололунной орбиты на поверхность земли | |
| US4409658A (en) | Apparatus for landing loads from transport aircraft, especially low flying aircraft | |
| DE10338963A1 (de) | Verfahren und Vorrichtungen für das Absetzen von Marschflugkörpern unter Ausziehplattformen aus Transportflugzeugen mittels Airdrop-Methode | |
| US3963196A (en) | Aircraft/spacecraft ground accelerator | |
| Sarigul-Klijn et al. | Gravity air launching of earth-to-orbit space vehicles | |
| RU2158214C1 (ru) | Авиационный пусковой комплекс для транспортировки, заправки и запуска в воздухе ракетоносителя | |
| Gockel et al. | Reusable RLV Demonstrateur Vehicles-Phoenix Flight Test Results and Perspectives | |
| RU2131831C1 (ru) | Способ вывода ракеты на околоземную орбиту | |
| Itakura et al. | Design, development and flight experiment of a small reusable rocket that glides using two-stage parachute | |
| Lafleur et al. | Daedalon: A revolutionary morphing spacecraft design for planetary exploration | |
| RU2359881C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
| Sivolella et al. | Returning home |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200522 |