RU2446081C1 - Method rocket launching - Google Patents
Method rocket launching Download PDFInfo
- Publication number
- RU2446081C1 RU2446081C1 RU2010133238/11A RU2010133238A RU2446081C1 RU 2446081 C1 RU2446081 C1 RU 2446081C1 RU 2010133238/11 A RU2010133238/11 A RU 2010133238/11A RU 2010133238 A RU2010133238 A RU 2010133238A RU 2446081 C1 RU2446081 C1 RU 2446081C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- engines
- engine
- launch
- plane
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетам с многодвигательной установкой первой ступени, преимущественно с двигателями на жидком топливе.The invention relates to rocket and space technology, and in particular to rockets with a multi-engine installation of the first stage, mainly with engines on liquid fuel.
Решается задача обеспечения безопасности старта, при котором в качестве аварийной ситуации принимается случай отказа на участке старта одного из двигателей, носящий невзрывной характер. Система управления ракетой работает в штатном режиме. Старт ракеты вертикальный.The task of ensuring the safety of the launch is solved, in which the case of failure at the start of one of the engines, which is non-explosive, is taken as an emergency. The missile control system is operating normally. Rocket launch vertical.
Решение задачи безопасности старта рассматривается на примере использования двигательной установки первой ступени, состоящей из центрального двигателя и двух боковых, расположенных в плоскости рыскания ракеты, симметрично относительно ее продольной оси. При этом возникает отказ одного из боковых двигателей.The solution to the launch safety problem is considered using the first-stage propulsion system, consisting of a central engine and two side engines located in the yaw plane of the rocket, symmetrically with respect to its longitudinal axis. In this case, one of the side engines fails.
Безопасность старта включает в себя сохранение от разрушений стартовых сооружений при движении аварийной ракеты и затем обеспечение ее увода в безопасную зону приземления, исключающую нанесение ущерба стартовой позиции и близлежащим населенным пунктам от возможного взрыва топлива при приземлении ракеты.Launch safety includes the preservation of the starting structures from destruction during the movement of an emergency rocket and then ensuring its removal to a safe landing zone, eliminating damage to the starting position and nearby settlements from a possible explosion of fuel when the rocket lands.
Участок старта начинается с момента отрыва ракеты от пускового стола и заканчивается моментом достижения в плоскости выведения параметрами углового движения величин, не превышающих заданных ограничительных значений, определяемых из условия обеспечения стабилизации ракеты на участке программного ее выведения в безопасную зону.The launch site starts from the moment the rocket detaches from the launch pad and ends when the angular motion parameters reach values in the plane of the output that do not exceed the specified limiting values determined from the condition of ensuring the rocket stabilization in the programmed launch section to the safe zone.
Под плоскостью выведения понимается вертикальная плоскость, двигаясь в которой по специальной программе, аварийная ракета приземляется в безопасной зоне (плоскость выведения не всегда совпадает с плоскостью стрельбы).The launch plane refers to the vertical plane, moving in which according to a special program, the emergency rocket lands in a safe zone (the launch plane does not always coincide with the firing plane).
Для известных классов ракет вопросы безопасности при старте решаются различными способами.For known classes of missiles, safety issues at launch are addressed in various ways.
При старте ракеты из подводной лодки, движущейся в подводном положении, безопасность носителя обеспечивается путем запуска маршевого двигателя над поверхностью воды (патент РФ №2235286 с приоритетом от 22.07.2002 г.).When launching a rocket from a submarine moving in an underwater position, the safety of the carrier is ensured by starting the mid-flight engine above the water surface (RF patent No. 2235286 with priority dated July 22, 2002).
При пуске с самолета двигатель ракеты запускается на безопасном от самолета расстоянии (патент РФ №2289084 с приоритетом от 11.10.2004 г.).When starting from an airplane, the rocket engine starts at a safe distance from the airplane (RF patent No. 2289084 with priority dated 10/11/2004).
Вопросы безопасности при наклонном старте, применяемом для управляемых и неуправляемых ракет тактического назначения и ЗУР, решаются за счет использования специальной конструкции направляющей пусковой установки, предотвращающей соударение ракеты о направляющую при ее сходе, установки газоотражателя, защищающего стартовую площадку от действия струи газа двигателей (см. Воронин Б.П., Столяров Н.А. Подготовка к пуску и пуск ракет. - М.: Воениздат, 1972, с.78, 79).Safety issues at an inclined launch, which is used for guided and uncontrolled tactical missiles and missiles, are solved by using a special design of the guiding launcher to prevent the missile from colliding with the guide during its descent, installing a gas reflector that protects the launch pad from the action of an engine gas jet (see Voronin B.P., Stolyarov N.A. Preparation for the launch and launch of missiles.- M .: Military Publishing House, 1972, p. 78, 79).
По технической сути наиболее близким к предлагаемому изобретению является изобретение под названием "Способ старта ракеты" (патент РФ №2170194 с приоритетом от 20.07.2000 г.), который был выбран в качестве прототипа.In technical essence, the closest to the proposed invention is an invention called "Method of rocket launch" (RF patent No. 2170194 with a priority of 20.07.2000), which was selected as a prototype.
В этом способе, включающем запуск многодвигательной установки первой ступени и подъем ракеты с исключением ее соударения с элементами стартовых сооружений, расположенных вблизи ракеты, при невзрывном отказе одного из двигателей на старте выполняют маневр увода аварийной ракеты от элементов стартовых сооружений путем разворота ракеты в сторону от стартовых сооружений по крену на угол 30-90 град или/и тангажу на угол 5-10 град.In this method, which includes starting the multi-engine installation of the first stage and raising the rocket with the exception of its collision with elements of launch facilities located near the rocket, in the event of an explosive failure of one of the engines at the start, a maneuver is taken to withdraw the emergency rocket from elements of the launch structures by turning the rocket away from the launch structures on a roll at an angle of 30-90 degrees or / and pitch at an angle of 5-10 degrees.
Выход из строя одного из боковых двигателей приводит к возникновению постоянно действующего момента в канале рыскания за счет силы тяги противоположно работающего бокового двигателя, который будет отклонять ракету от вертикального положения.The failure of one of the side engines leads to the appearance of a constantly acting moment in the yaw channel due to the traction force of the oppositely working side engine, which will deflect the rocket from the vertical position.
При этом не исключается случай, когда это отклонение ракеты будет направлено в сторону близко расположенного стартового сооружения.At the same time, the case is not excluded when this deviation of the rocket will be directed towards a nearby starting structure.
Предложенный в прототипе увод ракеты от сооружения с помощью, например, только разворота по каналу крена должен быть таким, чтобы этот момент наряду с управляющими органами двигателей мог отклонять ракету от стартового сооружения.The rocket withdrawal from the structure proposed in the prototype using, for example, only a roll through the roll channel should be such that this moment, along with the governing bodies of the engines, could deflect the rocket from the launch structure.
Но в процессе выполнения маневра возможно некоторое сокращение расстояния между объектами, а сопла двигателей будут направлены в сторону сооружения, что может привести к его повреждению за счет теплового и силового воздействий струй двигателей.But in the process of performing the maneuver, a certain reduction in the distance between the objects is possible, and the nozzles of the engines will be directed towards the structure, which can lead to its damage due to the thermal and power effects of the engine jets.
Аналогичная ситуация будет наблюдаться и при другом маневре (путем одновременного разворота по крену и тангажу).A similar situation will be observed with a different maneuver (by simultaneously turning the roll and pitch).
Поскольку аварийная ракета в дальнейшем не может выполнить полетное задание, то способ старта должен предусматривать создание таких условий по параметрам движения на участке старта, при которых она будет уводиться в безопасную зону с целью ее приземления.Since the emergency rocket cannot fulfill the flight mission in the future, the launch method should provide for the creation of such conditions according to the motion parameters at the launch site, in which it will be led to a safe area for the purpose of landing.
В известном способе решение подобных задач не предусмотрено.In the known method, the solution of such problems is not provided.
Цель изобретения состоит в разработке способа старта ракеты, при котором исключается разрушение стартовых сооружений при движении аварийной ракеты, включая и от воздействия струй двигателей, а также обеспечиваются к концу участка старта требования по величинам параметров движения ракеты, позволяющим реализовать программное движение с целью выведения в безопасную зону для приземления.The purpose of the invention is to develop a method of launching a rocket, which eliminates the destruction of launching structures during the movement of an emergency rocket, including from the effects of engine jets, and also ensures by the end of the launch site requirements for the values of the parameters of the rocket's motion, allowing the programmed motion to be brought to safe landing area.
Указанная цель достигается в предложенном изобретении за счет того, что в известном способе старта, включающем запуск многодвигательной установки первой ступени, состоящей, например, из центрального двигателя и двух боковых, расположенных в одной плоскости (в плоскости рыскания ракеты), подъем ракеты, аварийное выключение (без взрыва) одного из боковых двигателей при исправной системе управления, увод с помощью работающих двигателей аварийной ракеты от стартовых сооружений, вводятся следующие отличительные операции.This goal is achieved in the proposed invention due to the fact that in the known method of launch, which includes starting a multi-engine installation of the first stage, consisting, for example, of a central engine and two side engines located in the same plane (in the plane of the yaw of the rocket), raising the rocket, emergency shutdown (without explosion) of one of the outboard engines with a working control system, withdrawal of emergency missiles from the starting structures using the operating engines of the emergency, the following distinctive operations are introduced.
В процессе старта ракеты после аварийного отключения одного из боковых двигателей по команде системы управления для обеспечения стабилизации ракеты переводят остальные двигатели или их часть на форсированный режим работы. С помощью управляющих органов двигателей стабилизируют движение ракеты относительно вертикального положения до момента достижения срезами сопел двигателей заданной высоты подъема.In the process of launching a rocket after an emergency shutdown of one of the side engines, the rest of the engines, or part of them, are switched to the forced mode of operation to ensure stabilization of the rocket to ensure stabilization of the rocket. With the help of the governing bodies of the engines, the rocket movement is stabilized relative to the vertical position until the nozzle sections of the engines reach a predetermined lift height.
Затем разворачивают ракету по каналу крена до совмещения плоскости расположения двигателей на ракете с вертикальной плоскостью ее выведения в безопасную зону, ориентируя неисправный двигатель со стороны набегающего потока. При этом на момент окончания участка старта величины параметров углового движения ракеты в направлении выведения удерживают с помощью управляющих органов в пределах допустимых значений, определяемых из условия обеспечения стабилизации ракеты на участке ее программного выведения в безопасную зону падения.Then, the rocket is deployed along the roll channel until the plane of the location of the engines on the rocket coincides with the vertical plane of its removal into the safe zone, orienting the faulty engine from the side of the incoming flow. At the same time, at the end of the launch phase, the values of the parameters of the angular motion of the rocket in the direction of withdrawal are kept with the help of control bodies within the acceptable values determined from the conditions for ensuring stabilization of the rocket in the section of its programmed launch into the safe fall zone.
Для улучшения условий обеспечения угловой стабилизации ракеты вводят дополнительные операции, заключающиеся в том, что на ракете до старта неподвижно устанавливают в плоскости рыскания оба боковых двигателя с наклоном их продольных осей на заданные одинаковые углы с направлением в сторону от продольной оси ракеты, а отклоняющиеся камеры всех двигателей первой ступени жестко фиксируют так, чтобы их продольные оси были параллельны продольной оси ракеты, в момент начала движения ракеты осуществляют расфиксацию камер двигателей, включают автомат стабилизации ракеты, при этом камеры боковых двигателей по команде системы управления переводят с момента их выхода из углублений из стартовой установки в положения, при которых продольные оси камер будут совмещены с продольными осями соответствующих боковых двигателей, затем с помощью управляющих органов стабилизируют движения ракеты.To improve the conditions for ensuring angular stabilization of the rocket, additional operations are introduced, consisting in the fact that before the start, both side engines are fixedly mounted on the rocket in the yaw plane with their longitudinal axes tilted at predetermined equal angles with the direction to the side of the longitudinal axis of the rocket, and the deviating cameras all engines of the first stage are rigidly fixed so that their longitudinal axes are parallel to the longitudinal axis of the rocket, at the moment the rocket begins to move, the engine chambers are unlocked, including Machine rocket stabilization, the engine chamber side team management system is converted from the time they exit the depressions from the starting position in the installation, in which the longitudinal axes of the cameras are aligned with the longitudinal axes of the motors of the respective side, then use the control bodies is stabilized missile movement.
Предложенные операции по сравнению с прототипом позволяют улучшить условия обеспечения безопасности старта за счет того, что:The proposed operations compared with the prototype can improve the conditions for ensuring the safety of the launch due to the fact that:
- после аварийного отключения одного из боковых двигателей ухудшаются условия обеспечения стабилизации ракеты из-за снижения суммарной эффективности управляющих органов первой ступени и возникновения возмущающего момента от силы тяги работающего бокового двигателя. Операция форсирования работы оставшихся двигателей или их часть позволяет на рассматриваемом участке старта увеличить эффективность управляющих органов;- after an emergency shutdown of one of the side engines, the conditions for ensuring rocket stabilization worsen due to a decrease in the total efficiency of the first stage control bodies and the occurrence of a disturbing moment from the traction force of the working side engine. The operation of forcing the operation of the remaining engines or part of them allows increasing the efficiency of the governing bodies at the launch site under consideration;
- осуществление стабилизации ракеты относительно вертикального положения до момента достижения заданной высоты сохраняет целостность стартовых сооружений как от непосредственного столкновения аварийной ракеты, так и от воздействия струй двигателей (заданная высота подъема определяется исходя из располагаемых габаритов стартовых сооружений);- the implementation of the stabilization of the rocket relative to its vertical position until the specified height is reached, preserves the integrity of launch facilities both from a direct collision of an emergency rocket and from the effects of engine jets (the specified lift height is determined based on the available dimensions of the launch facilities);
- последующий разворот ракеты по каналу крена до совмещения плоскости расположения двигателей с вертикальной плоскостью выведения (с ориентацией выключенного аварийного бокового двигателя со стороны набегающего потока) позволяет возмущающий момент от тяги противоположного работающего бокового двигателя направить против опрокидывающего аэродинамического момента в плоскости выведения, разворачивающего ракету, в сторону кабрирования (ракета статически неустойчивая, а угол атаки положительный), что уменьшает загрузку управляющих органов, улучшает условия обеспечения стабилизации аварийной ракеты и способствует удержанию параметров склонения ракеты при выведении в пределах допустимых значений;- the subsequent turn of the rocket along the roll channel until the alignment of the plane of the engines with the vertical launch plane (with the orientation of the turned off emergency side engine on the incoming flow side) allows the disturbing moment from the thrust of the opposite working side engine to be directed against the overturning aerodynamic moment in the launch plane that rotates the rocket into side of the cabling (the rocket is statically unstable, and the angle of attack is positive), which reduces the load of control bodies anov, improves the conditions for ensuring the stabilization of an emergency rocket and helps to maintain the rocket declination parameters when displayed within acceptable values;
- установка под наклоном к продольной оси ракеты боковых двигателей улучшает условия обеспечения ее угловой стабилизации;- installation obliquely to the longitudinal axis of the rocket side engines improves the conditions for ensuring its angular stabilization;
- предварительная фиксация камер двигателей (их продольных осей) в направлении, параллельном продольной оси ракеты, до начала управляемого движения, исключает возникновение возмущений от возможного произвольного отклонения камер в процессе запуска двигателя первой ступени и способствует безударному выходу камер из углублений в стартовом столе.- preliminary fixation of the engine chambers (their longitudinal axes) in the direction parallel to the longitudinal axis of the rocket, before the start of the controlled movement, eliminates the occurrence of disturbances from a possible arbitrary deviation of the chambers during the start of the first stage engine and contributes to the shock-free exit of the chambers from the recesses in the launch pad.
В качестве примера реализации предложенного способа старта рассмотрен старт одной из ракет космического назначения на жидком топливе массой ~700 т. Перед стартом ракета устанавливается на пусковом столе вертикально. Маршевый двигатель первой ступени состоит из трех двигателей: центрального и двух боковых, расположенных в плоскости рыскания ракеты, симметрично относительно ее продольной оси.As an example of the implementation of the proposed launch method, the launch of one of the space rockets for liquid fuel weighing ~ 700 tons is considered. Before launch, the rocket is mounted vertically on the launch pad. The main engine of the first stage consists of three engines: the central and two side, located in the yaw plane of the rocket, symmetrically relative to its longitudinal axis.
Боковые двигатели установлены под углом 4 градуса к продольной оси ракеты. Земная тяга каждого двигателя (100% от номинальной тяги) составляет 390 тс.Side engines are installed at an angle of 4 degrees to the longitudinal axis of the rocket. Earth thrust of each engine (100% of the nominal thrust) is 390 tf.
Управляющие силы и моменты по каналам тангажа, рыскания и крена создаются отклонением камер в любом направлении в пределах кругового конуса с углом полураствора 8 град.The control forces and moments along the pitch, yaw and roll channels are created by deflecting the cameras in any direction within a circular cone with a half-angle of 8 degrees.
Запуск всех двигателей осуществляется одновременно. С целью повышения надежности работы двигательной установки и безопасности штатного полета ракеты двигатели эксплуатируются на основном режиме (80% от номинальной тяги). К моменту выхода двигателя на режим 80% тяги рулевые приводы подготовлены к работе и обеспечивают отклонения камер с заданными скоростями в соответствии с командами систем управления.All engines are started simultaneously. In order to increase the reliability of the propulsion system and the safety of the regular flight of the rocket, the engines are operated in the main mode (80% of the nominal thrust). By the time the engine reaches the 80% thrust mode, the steering drives are prepared for operation and provide deviations of the cameras at specified speeds in accordance with the commands of the control systems.
Для примера был принят вариант аварийного движения ракеты, при котором отключение одного из боковых двигателей происходит через ~3 с от момента отрыва ракеты от пускового стола, при этом маршевый двигатель уже вышел на основной режим тяги.For example, a variant of emergency rocket movement was adopted, in which one of the side engines was switched off after ~ 3 s from the moment the rocket detached from the launch pad, while the main engine was already in the main thrust mode.
После аварийного отключения одного из боковых двигателей возникает возмущающий момент ~1200 тс·м в канале рыскания, обусловленный действием силы тяги работающего другого бокового двигателя, плечо которой относительно поперечной оси ракеты составляет ~4 м.After an emergency shutdown of one of the side engines, a disturbing moment of ~ 1200 tf · m appears in the yaw channel, due to the traction force of the working other side engine, whose shoulder relative to the transverse axis of the rocket is ~ 4 m.
Для реализации безопасного старта предлагается выполнить следующие действия:To implement a safe start, it is proposed to perform the following actions:
- до запуска двигателя первой ступени все камеры двигателей (их продольные оси) фиксируются в нулевом положении относительно продольной оси ракеты с помощью гидромеханических замков, установленных на штоках рулевых приводов;- before starting the engine of the first stage, all engine chambers (their longitudinal axes) are fixed in the zero position relative to the longitudinal axis of the rocket using hydromechanical locks mounted on the rods of the steering drives;
- по команде системы управления при отрыве ракеты от пускового стола осуществляется расфиксация камер и задействование автомата стабилизации ракеты, а камеры боковых двигателей с момента выхода из углублений стартового стола переводят в положения, совмещающие их продольные оси с продольными осями боковых двигателей;- at the command of the control system, when the rocket is separated from the launch pad, the cameras are released and the rocket stabilization machine is activated, and the side engine chambers from the moment they exit the recesses of the launch pad are moved to the positions that combine their longitudinal axes with the longitudinal axes of the side engines;
- после отключения в начале движения неисправного одного из боковых двигателей по команде системы управления переводят центральный двигатель на возможный форсированный режим работы (110% от номинальной тяги), а режим работы у другого бокового двигателя оставляют первоначальный, основной режим (80% от номинальной тяги), чтобы не увеличивать указанный выше возмущающий момент, который ухудшает стабилизацию аварийной ракеты на последующем вертикальном участке траектории;- after turning off at the beginning of the movement of a faulty one of the outboard engines, the central engine is transferred to a possible forced operation mode (110% of the rated thrust) at the command of the control system, and the operation mode of the other outboard engine leaves the original, main mode (80% of the rated thrust) so as not to increase the above disturbing moment, which impairs the stabilization of the emergency rocket in the subsequent vertical section of the trajectory;
- с помощью управляющих органов двигателей в процессе подъема аварийной ракеты на заданную высоту ~100 м ее стабилизируют относительно вертикального положения, что позволяет исключить как столкновение ракеты со стартовыми сооружениями, так и силовое и тепловое воздействие на них от струй работающих двигателей;- with the help of the governing bodies of the engines, in the process of raising the emergency rocket to a predetermined height of ~ 100 m, it is stabilized relative to the vertical position, which eliminates both the collision of the rocket with the starting structures, and the force and heat effect on them from the jets of the working engines;
- начиная с высоты 100 м ракету с помощью управляющих органов разворачивают по каналу крена на угол, при котором плоскость размещения двигателей на ракете (плоскость рыскания) будет совмещена с вертикальной плоскостью выведения аварийной ракеты в заданную безопасную зону, при этом располагая аварийный боковой двигатель со стороны набегающего потока;- starting from a height of 100 m, the rocket with the help of control bodies is deployed along the roll channel at an angle at which the plane of engine placement on the rocket (yaw plane) will be aligned with the vertical plane of launching the emergency rocket into the specified safe zone, while locating the emergency side engine from the side free flow;
в расчете было принято, что вертикальная плоскость выведения совпадает с плоскостью стрельбы и необходимый угол разворота по крену составляет 90 град, а время разворота ~6 с;it was assumed in the calculation that the vertical withdrawal plane coincides with the firing plane and the required roll angle is 90 degrees, and the turn time is ~ 6 s;
- затем в плоскости выведения перед началом реализации программного движения (окончание участка старта) обеспечивают с помощью управляющих органов необходимые величины угловых параметров ракеты, которые не превышают заданные ограничительные значения (
Далее аварийная ракета, двигаясь по заданной программе, приземляется в безопасной зоне.Next, an emergency rocket, moving according to a given program, lands in a safe zone.
Таким образом, предложенный способ старта по сравнению с известным позволяет повысить его безопасность в случае возникновения аварийной ситуации, связанной с отказом в процессе старта одного из двигателей многодвигательной установки первой ступени, носящем невзрывной характер.Thus, the proposed start method compared to the known one allows to increase its safety in the event of an emergency associated with the failure during the start of one of the engines of a multi-engine installation of the first stage, which is non-explosive.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010133238/11A RU2446081C1 (en) | 2010-08-06 | 2010-08-06 | Method rocket launching |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010133238/11A RU2446081C1 (en) | 2010-08-06 | 2010-08-06 | Method rocket launching |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2446081C1 true RU2446081C1 (en) | 2012-03-27 |
Family
ID=46030835
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010133238/11A RU2446081C1 (en) | 2010-08-06 | 2010-08-06 | Method rocket launching |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2446081C1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2582514C1 (en) * | 2015-03-11 | 2016-04-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Method of launching space rocket |
| CN107933965A (en) * | 2017-11-09 | 2018-04-20 | 北京航天自动控制研究所 | A kind of carrier rocket servo control mechanism linear smoothing resetting method |
| RU2752727C1 (en) * | 2020-10-08 | 2021-07-30 | Акционерное общество "Государственный научный центр Российской Федерации "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" | Method for operation of propulsion system of first stage of super-heavy launch vehicle to ensure flight safety |
| CN114291304A (en) * | 2021-12-31 | 2022-04-08 | 北京国电高科科技有限公司 | One-way impact isolation device suitable for microsatellite |
| CN114384799A (en) * | 2022-01-14 | 2022-04-22 | 北京中科宇航技术有限公司 | Boosting and core-level engine combined thrust vector control method |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5203844A (en) * | 1989-10-05 | 1993-04-20 | Leonard Byron P | Multiple payload/failure mode launch vehicles |
| US5564653A (en) * | 1994-06-20 | 1996-10-15 | Ohayon; Shalom | High performance anti-weather protection system for space shuttles and launching vehicles |
| RU2090461C1 (en) * | 1995-08-31 | 1997-09-20 | Государственный космический научно-производственный центр им.М.В.Хруничева | Launch vehicle |
| RU2170194C1 (en) * | 2000-07-20 | 2001-07-10 | Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева | Method of rocket take-off |
-
2010
- 2010-08-06 RU RU2010133238/11A patent/RU2446081C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5203844A (en) * | 1989-10-05 | 1993-04-20 | Leonard Byron P | Multiple payload/failure mode launch vehicles |
| US5564653A (en) * | 1994-06-20 | 1996-10-15 | Ohayon; Shalom | High performance anti-weather protection system for space shuttles and launching vehicles |
| RU2090461C1 (en) * | 1995-08-31 | 1997-09-20 | Государственный космический научно-производственный центр им.М.В.Хруничева | Launch vehicle |
| RU2170194C1 (en) * | 2000-07-20 | 2001-07-10 | Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева | Method of rocket take-off |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ВОРОНИН Б.П., СТОЛЯРОВ Н.А. Подготовка к пуску и пуск ракет. - М.: Воениздат, 1972, с.78, 79. * |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2582514C1 (en) * | 2015-03-11 | 2016-04-27 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Method of launching space rocket |
| CN107933965A (en) * | 2017-11-09 | 2018-04-20 | 北京航天自动控制研究所 | A kind of carrier rocket servo control mechanism linear smoothing resetting method |
| CN107933965B (en) * | 2017-11-09 | 2019-09-06 | 北京航天自动控制研究所 | A kind of carrier rocket servo mechanism linear smoothing resetting method |
| RU2752727C1 (en) * | 2020-10-08 | 2021-07-30 | Акционерное общество "Государственный научный центр Российской Федерации "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" | Method for operation of propulsion system of first stage of super-heavy launch vehicle to ensure flight safety |
| CN114291304A (en) * | 2021-12-31 | 2022-04-08 | 北京国电高科科技有限公司 | One-way impact isolation device suitable for microsatellite |
| CN114384799A (en) * | 2022-01-14 | 2022-04-22 | 北京中科宇航技术有限公司 | Boosting and core-level engine combined thrust vector control method |
| CN114384799B (en) * | 2022-01-14 | 2023-11-28 | 北京中科宇航技术有限公司 | Combined thrust vector control method for boosting and core-level engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8281697B2 (en) | Method for launching naval mines | |
| RU2446081C1 (en) | Method rocket launching | |
| EP2676026B1 (en) | Propulsion and maneuvering system with axial thrusters and method for axial divert attitude and control | |
| ES2401999T3 (en) | Carrier and cargo launcher system for transport aircraft | |
| EP2245416B1 (en) | Control of projectiles or the like | |
| KR102033205B1 (en) | Combined steering and drag-reduction device | |
| CN111056015A (en) | Multi-rotor flying patrol bomb | |
| US8975565B2 (en) | Integrated propulsion and attitude control system from a common pressure vessel for an interceptor | |
| RU2547964C1 (en) | Aircraft (versions) | |
| RU2544446C1 (en) | Rolling cruise missile | |
| RU2309087C2 (en) | Missile carrier "vityaz" for horizontal takeoff without takeoff run at low-temperature gliding in atmosphere and soft landing | |
| RU2579409C1 (en) | Method of hitting above-water and ground targets with hypersonic cruise missile and device therefor | |
| UA139651U (en) | METHOD OF ENSURING THE ROCKET LAUNCH ON THE INITIAL SECTION OF THE TRAJECTION | |
| RU2240489C1 (en) | Method and device for guided missile take-off from transport-launching pack | |
| RU2170194C1 (en) | Method of rocket take-off | |
| RU2068169C1 (en) | Process of launching of rocket from aircraft | |
| US8960067B2 (en) | Method and apparatus for launch recoil abatement | |
| RU2549923C2 (en) | Method of launching carrier rocket from aircraft with help of lifting-stabilising parachute | |
| RU2671015C1 (en) | Method of controlling the flight of a ballistic aircraft | |
| RU2633973C1 (en) | Solid fuel jet engine with single changeable thrust vector | |
| US20150300780A1 (en) | Rocket cluster divert and attitude control system | |
| RU2705387C1 (en) | Method of rocket launching from wide-body carrier | |
| RU2722633C1 (en) | Vertical air missile launching method | |
| RU2026798C1 (en) | Carrier rocket jettisoned from mother aircraft, method of launching and control over it | |
| RU2394201C2 (en) | Method of launching rocket from aircraft to place payload into orbit |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200807 |