RU2659162C2 - Силовой блок для аппарата-носителя многоразового использования - Google Patents

Силовой блок для аппарата-носителя многоразового использования Download PDF

Info

Publication number
RU2659162C2
RU2659162C2 RU2016103870A RU2016103870A RU2659162C2 RU 2659162 C2 RU2659162 C2 RU 2659162C2 RU 2016103870 A RU2016103870 A RU 2016103870A RU 2016103870 A RU2016103870 A RU 2016103870A RU 2659162 C2 RU2659162 C2 RU 2659162C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
specified
cradle
shape
trolley
block
Prior art date
Application number
RU2016103870A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016103870A (ru
Inventor
Йоханн КОРАБОЭФ
Жан-Филипп ДЮТЕЛЬ
Original Assignee
Эйрбас Дифенс Энд Спейс Сас
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эйрбас Дифенс Энд Спейс Сас filed Critical Эйрбас Дифенс Энд Спейс Сас
Publication of RU2016103870A publication Critical patent/RU2016103870A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2659162C2 publication Critical patent/RU2659162C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/50—Handling or transporting aircraft components
    • 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
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G5/00—Ground equipment for vehicles, e.g. starting towers, fuelling arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/641—Interstage or payload connectors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/90—Mounting on supporting structures or systems

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Automatic Assembly (AREA)
  • Fittings On The Vehicle Exterior For Carrying Loads, And Devices For Holding Or Mounting Articles (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Automobile Manufacture Line, Endless Track Vehicle, Trailer (AREA)
  • Load-Engaging Elements For Cranes (AREA)

Abstract

Группа изобретений относится к космической технике. Силовой блок аппарата-носителя многоразового использования содержит ракетный двигатель (4), установленный на люльке (2). Люлька (2) содержит по меньшей мере три крепежных элемента (9) для соединения указанного блока с конструкцией аппарата-носителя. Указанные по меньшей мере три крепежных элемента образуют плоскость (12) демонтажа блока, причем блок содержит одно или несколько гидравлических и/или электрических соединений указанного двигателя (4), причем каждое из этих соединений содержит свободный конец (11), предназначенный для подсоединения к соответствующей системе питания аппарата-носителя, на котором силовой блок должен быть установлен, при этом торец по меньшей мере некоторых из указанных свободных концов (11) находится в указанной плоскости (12) демонтажа. Такелажное устройство для монтажа/демонтажа и транспортировки силового блока содержит две продольные направляющие (14,17), неподвижно соединенные с подвижной рамой (13), подвижную тележку (18) с двумя парами съемных поддерживающих стоек (19), выполненную с возможностью поступательного перемещения вдоль направляющих (14, 17). Техническим результатом группы изобретений является упрощение конструкции силового блока и операций её монтажа и демонтажа. 3 н. и 22 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

Область техники, которой относится изобретение
Изобретение относится к силовому блоку для аппарата-носителя многоразового использования и к аппарату-носителю, оснащенному таким силовым блоком.
Оно относится также к такелажному устройству, позволяющему быстро и в условиях полной безопасности заменить такой силовой блок на земле.
Уровень техники
В области космической техники существует все взрастающая потребность в аппаратах-носителях или в транспортных кораблях, которые можно использовать многократно.
Эта потребность вытекает, в частности, из необходимости снижения затрат по развертыванию и выводу на орбиту спутников, в частности, малоразмерных спутников, поскольку эти расходы являются настолько большими, что ограничивают использование космического пространства в настоящее время.
По этой причине малоразмерные спутники можно запускать только вместе с большими спутниками или с другими малоразмерными спутниками, объединенными в одном аппарате-носителе.
Следовательно, необходимо иметь космический аппарат-носитель, стоимость эксплуатации которого позволила бы производить запуск специально для малоразмерного спутника.
Кроме того, он отвечал бы коммерческим задачам по транспортировке полезных грузов и/или пассажиров в космическое пространство как для научных экспедиций, таких как экспедиции на международной космической станции МКС, так и в целях космического туризма.
Известны летательные аппараты многократного использования, такие как воздушно-космические самолеты, то есть аппараты, которые могут взлетать с земли, выходить в космическое пространство и возвращаться на Землю.
Фазы взлета и посадки происходят с помощью турбореактивных двигателей самолета, тогда как фаза полета для достижения состояния невесомости пассажиров происходит с использованием ракетного двигателя.
С целью оптимизации коммерческого использования эти воздушно-космические самолеты должны обеспечивать регулярные полеты, например, с частотой одного полета в неделю.
Если конструктивные материалы этих воздушно-космических самолетов допускают такую частотность полетов, то их ракетные двигатели, хотя и являются многоразовыми, необходимо снимать после каждого полета с целью обслуживания и дозаправки ракетным топливом.
Однако современное расположение ракетных двигателей в этих воздушно-космических самолетах делает их демонтаж или монтаж исключительно длительным и трудоемким.
В частности, эти ракетные двигатели связаны своими гидравлическими и электрическими соединениями, являющимися труднодоступными для операторов, которые должны производить подсоединение/отсоединение перед монтажом/демонтажем ракетных двигателей.
Поэтому существует потребность в оптимизации расположения соединений многоразового ракетного двигателя на воздушно-космическом самолете.
Настоящее изобретение призвано устранить вышеупомянутые недостатки и предложить силовой блок для космического корабля, исключительно простой по конструкции и в работе, расположение которого в конструкции космического корабля облегчает операции монтажа/демонтажа с целью ее обслуживания.
Раскрытие изобретения
Для этого изобретением предложен силовой блок для аппарата-носителя многоразового использования, содержащий ракетный двигатель, установленный в люльке. Согласно изобретению,
- указанная люлька содержит по меньшей мере три крепежных элемента для соединения указанного блока с конструкцией указанного аппарата-носителя, с которым должен быть связан указанный блок,
- указанные по меньшей мере три крепежных элемента образуют плоскость демонтажа указанного блока, и
- указанный блок содержит одно или несколько гидравлических и/или электрических соединений указанного двигателя, причем каждое из этих соединений содержит свободный конец, предназначенный для подсоединения к соответствующей системе питания аппарата-носителя, с которым должен быть связан указанный блок, при этом торец по меньшей мере некоторых из указанных свободных концов находится в указанной плоскости демонтажа.
Предпочтительно люлька, предназначенная для установки и крепления ракетного двигателя, выполнена в виде плоской или по существу плоской компактной детали. Таким образом, действия оператора по техническому обслуживанию облегчаются во время операций монтажа/демонтажа двигателя, так как оператор имеет доступ ко всем креплениям и соединениям силового блока, которые находится в одной плоскости.
Предпочтительно в этой же плоскости находится(ятся) смотровой люк или смотровые люки на конструкции самолета. Действительно, поскольку все крепления и соединения силового блока находятся в одной плоскости, то для доступа к ним достаточно всего одного смотрового люка. В альтернативном варианте можно предусмотреть два люка в симметричных и близких друг к другу положениях для облегчения операций технического обслуживания.
Например, указанный аппарат-носитель имеет продольную ось, и указанная плоскость демонтажа является плоскостью, поперечной к указанной оси.
Указанный двигатель установлен в центре или в центральной зоне люльки. Предпочтительно соединение двигатель-люлька представляет собой соединение типа кардана для обеспечения ориентации двигателя во время его работы.
В различных частных вариантах осуществления этого силового блока, каждый из которых имеет свои преимущества и которые можно использовать в различных технически возможных комбинациях:
- торец свободного конца каждого из указанных соединений находится в указанной плоскости демонтажа,
- указанный силовой блок содержит по меньшей мере один элемент штангового крепления для блокировки вращения указанного двигателя относительно указанной люльки, при этом указанный по меньшей мере один элемент штангового крепления соединен, с одной стороны, с указанным двигателем и, с другой стороны, с соответствующей точкой крепления на указанной люльке,
- указанная люлька выполнена удлиненной и имеет в своем поперечном размере переднюю сторону и заднюю сторону, при этом указанная передняя сторона предназначена для соединения с указанным двигателем, указанная передняя сторона образует переднюю плоскость указанной люльки, содержащую по меньшей мере часть указанной передней стороны, при этом указанная по меньшей мере часть имеет размеры, позволяющие крепить элементы штангового крепления указанного двигателя.
Например, люлька имеет форму, выбранную среди формы диска, формы крестовины или X, формы А, формы Н, формы Y, формы Т, …
Предпочтительно указанная задняя сторона образует заднюю плоскость указанной люльки, при этом указанные передняя и задняя плоскости являются параллельными или по существу параллельными.
Предпочтительно люлька содержит по меньшей мере два отдельных плеча, причем эти плечи содержат на своем дальнем конце один или несколько крепежных элементов для соединения указанного блока с конструкцией указанного аппарата-носителя, с которым должен быть связан указанный блок.
Под «дальним концом» следует понимать свободный конец или боковой край плеча, когда люлька не соединена с конструкцией аппарата-носителя.
Например эти крепежные элементы содержат проушины, имеющие отверстия для прохождения стержней крепежных элементов, таких как болты.
- люлька содержит по меньшей мере два отдельных плеча, при этом указанный силовой блок содержит элементы штангового крепления, при этом каждый из этих элементов штангового крепления соединен с отдельным плечом указанной люльки.
Для ориентации двигателя в дополнение к соединению типа кардана применяют два гидравлических серводомкрата для увеличения мощности, необходимой для ориентации сопла.
Предпочтительно двигатель выполнен с возможностью ориентации под углом +/-5° вокруг направлений y и z, где ось x находится вдоль продольной оси силового блока.
- указанный по меньшей мере один элемент штангового крепления является блокируемым серводомкратом.
Речь может идти о механически блокируемом серводомкрате или об узле, содержащем серводомкрат и тягу для механической блокировки указанного серводомкрата.
- по меньшей мере из указанных плеч содержит гнедо для размещения стойки, на которой находится устройство манипулирования указанной люлькой.
Предпочтительно указанное гнездо находится на дальнем конце соответствующего плеча.
Предпочтительно указанное гнездо имеет полую трубчатую форму, при этом отверстие с осью, поперечной к продольной оси указанного гнезда, позволяет вводить крепление для обеспечения блокировки указанной стойки в указанном гнезде.
Объектом изобретения является также аппарат-носитель, оборудованный описанным выше силовым блоком.
Предпочтительно этот аппарат-носитель представляет собой воздушно-космический самолет, оборудованный двумя турбореактивными двигателями для обеспечения его взлета/посадки с взлетно-посадочной полосы аэропорта и ракетным двигателем, который позволяет ему самостоятельно достичь высоты не менее шестидесяти (60) километров, прежде чем войти в фазу баллистического полета для достижения высоты не менее ста (100) километров.
В грузовой версии этот аппарат-носитель имеет по меньшей мере одну грузовую зону, выполненную с возможностью размещения полезного груза, такого как малоразмерный спутник, а также, в случае необходимости, систему вывода на орбиту этого спутника, содержащую в частности, устройство создания реактивной тяги. Предпочтительно эта грузовая зона оборудована шарнирной и убирающейся стрелой, позволяющей манипулировать этим малоразмерным спутником с целью его захвата или его вывода на орбиту.
В пассажирской версии этот аппарат-носитель содержит кабину с одним или несколькими креслами. Эта кабина имеет также несколько окон, обеспечивающих пассажирам обзор пространства снаружи воздушно-космического самолета.
Вблизи этих окон расположены захватные элементы, такие как ручки, чтобы пассажиры могли за них держаться в условиях невесомости.
Разумеется, воздушно-космический самолет может одновременно содержать кабину для размещения одного или нескольких пассажиров и грузовую зону для размещения полезного груза.
Объектом настоящего изобретения является также такелажное устройство для монтажа/демонтажа описанного выше силового блока, а также для его транспортировки.
Согласно изобретению, это устройство содержит:
- две продольные направляющие, каждая из которых имеет первый участок направляющей, предназначенный для соединения внутри с конструкцией аппарата-носителя, и второй участок направляющей, неподвижно соединенный с рамой,
- при этом указанная рама выполнена подвижной с возможностью по меньшей мере вертикального перемещения таким образом, чтобы указанные участки направляющей одной продольной направляющей можно было состыковать торцами для образования двух боковых продольных направляющих, и
- подвижную тележку, выполненную с возможностью поступательного перемещения вдоль указанных продольных направляющих, при этом указанная тележка содержит две пары съемных поддерживающих стоек, при этом каждая из указанных стоек предназначена для соединения с указанной люлькой для удержания указанного блока после его демонтажа с конструкции аппарата-носителя, с которым он должен быть связан.
Согласно варианту выполнения, эта подвижная тележка, оборудованная тягами, обеспечивает восприятие массы ракетного двигателя через силовую раму двигателя или люльку. Эта подвижная тележка удерживает двигатель, который после отсоединения от аппарата-носителя скользит по направляющим и перемещается к такелажной раме, тоже оснащенной направляющими. Двигатель, поддерживаемый подвижной тележкой, находится на этой такелажной раме.
В различных частных вариантах выполнения этого такелажного устройства, каждый из которых имеет свои преимущества и которые можно использовать в различных технически возможных комбинациях:
- указанная тележка содержит две конструктивные продольные детали, оснащенные элементами качения, выполненными с возможностью обеспечения перемещения указанной тележки вдоль указанных направляющих, при этом указанные продольные детали отстоят друг от друга в боковом направлении и соединены друг с другом деталью механического усиления, препятствующей любому раздвиганию указанных деталей, когда указанная тележка поддерживает указанный силовой блок, при этом указанная тележка образует вилку, выполненную с возможностью размещения двигателя силового блока между указанными деталями, когда эту тележку перемещают в указанный аппарат-носитель.
Предпочтительно эта деталь механического усиления является тягой.
- указанная рама является подвижной и выполнена с возможностью вертикального перемещения для обеспечения размещения друг против друга указанных участков направляющей.
Предпочтительно указанная рама установлена на шарнирной конструкции таким образом, чтобы перемещаться между нижним положением покоя и верхним рабочим положением, при этом указанная шарнирная конструкция является подвижной.
Например, эта шарнирная конструкция является рычажной конструкцией, которая неподвижно соединена с подвижной рамой, такой как рама, оснащенная колесами.
- указанная рама имеет поперечное сечение в виде U для размещения указанной тележки без риска повреждения указанного силового блока.
- указанная люлька имеет форму крестовины или X, при этом указанная подвижная тележка содержит две пары съемных поддерживающих стоек, при этом каждая стойка предназначена для соединения с отдельным плечом этой люльки для удержания указанного блока после его демонтажа с конструкции аппарата-носителя, с которым он должен быть связан.
Предпочтительно указанное устройство содержит детали крепления конца указанных стоек на указанных плечах люльки.
Например, эти детали крепления являются металлическими креплениями.
Предпочтительно по меньшей мере одна поддерживающая стойка одной из указанных пар содержит главную тягу, предназначенную для соединения плеча указанной люльки с указанной тележкой, и вспомогательную тягу, называемую поперечной тягой, соединяющую под углом указанную главную тягу с указанной тележкой таком образом, чтобы блокировать вращение указанной люльки относительно указанной тележки.
Краткое описание чертежей
Другие преимущества, задачи и частные отличительные признаки настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи.
На фиг. 1 схематично показан силовой блок согласно частному варианту осуществления изобретения;
на фиг. 2 показан силовой блок, изображенный на фиг. 1, вид снизу;
на фиг. 3 показан силовой блок, изображенный на фиг. 1, вид в перспективе с демонстрацией соединительных головок гидравлических и электрических соединений, расположенных в плоскости демонтажа люльки;
на фиг. 4 схематично показано такелажное устройство для погрузки и разгрузки силового блока, изображенного на фиг. 1, согласно частному варианту осуществления изобретения;
на фиг. 5 показан один из этапов демонтажа силового блока при помощи такелажного устройства, изображенного на фиг. 4, где силовой блок все еще соединен с конструкцией аппарата-носителя, при этом стойки подвижной тележки, введенной в воздушно-космический самолет, соединены с люлькой силового блока, при этом для большей ясности на заднем фоне показана задняя часть воздушно-космического самолета;
на фиг. 6 показан увеличенный вид фиг. 5, где на заднем фоне представлена только задняя часть воздушно-космического самолета для иллюстрации соединения направляющих с окружающей конструкцией воздушно-космического самолета, а также соединения стоек подвижной тележки с люлькой силового блока для его удержания после демонтажа;
на фиг. 7 показан вид в перспективе фиг. 6, где представлена задняя часть воздушно-космического самолета, при этом подвижная тележка еще находится внутри воздушно-космического самолета и соединена при помощи своих стоек с силовым блоком для его извлечения;
на фиг. 8 показан вид в перспективе фиг. 6, где силовой блок частично извлечен из задней части воздушно-космического самолета и уложен на подвижную раму с целью его перемещения;
на фиг. 9 показан вид в перспективе фиг. 6, где воздушно-космический самолет показан полностью, при этом силовой блок полностью извлечен из его задней части и уложен на подвижную раму такелажного устройства, которое пока соединено с задней частью воздушно-космического самолета;
на фиг. 10 показан силовой блок, изображенный на фиг. 1, находящегося на такелажном устройстве, представленном на фиг. 4.
Осуществление изобретения
Прежде всего, необходимо указать, что фигуры представлены не в масштабе.
На фиг. 1-3 показан силовой блок 1 для воздушно-космического самолета многоразового использования согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения.
Этот силовой блок 1 содержит люльку 2 или силовую раму двигателя, на которой при помощи соединения 3 типа карданного соединения установлен ракетный двигатель 4. Предпочтительно люлька 2 выполнена из металлического или композиционного материала. Например, она выполнена из алюминиевого сплава.
Этот ракетный двигатель 4 включает в себя двигатель, питаемый ракетным топливом для получения газообразных продуктов сгорания, которые после ускорения выбрасываются через сопло 5, создавая тягу, необходимую для воздушно-космического самолета. Эта тяга передается на конструкцию воздушно-космического самолета через люльку 2.
Предпочтительно этот двигатель питается горючим, таким как жидкий метан, и окислителем, таким как жидкий кислород, через множество форсунок, обеспечивающих распыление и смешивание этих компонентов ракетного топлива в двигателе.
Эти форсунки связаны с насосными агрегатами, обеспечивающими питание двигателя горючим и окислителем. Вспомогательное сопло 6, установленное сбоку от сопла 5, обеспечивает удаление газов, выделяющихся при закачивании горючего и окислителя. Это вспомогательное сопло 6 производит дополнительную тягу для воздушно-космического самолета.
Сопло 5 выполнено в виде моноблочной детали, охлаждаемой, чтобы выдерживать высокие температуры выбрасываемых газообразных продуктов сгорания. Сопло 5 имеет продольную ось симметрии X-X'.
В данном случае люлька 2 имеет форму крестовины, которая образует плоскость поверхности контакта. Вращение сопла 5 вокруг оси X-X' блокируют два механически блокируемых серводомкрата 7, 8. Каждый серводомкрат 7, 8 связан, с одной стороны, с соплом 5 и, с другой стороны, с плечом люльки 2, причем эти плечи являются отличными друг от друга и смежными.
Комплекс, образованный люлькой 2, двигателем и серводомкратами 7, 8, представляет собой неподвижный комплекс, демонтаж которого производят на уровне крепления этого комплекса на конструкции воздушно-космического самолета.
В данном случае свободные концы плеч люльки 2 содержат проушины 9, имеющие отверстия, через которые могут проходить стержни крепежных элементов, таких как болты.
Кроме того, чтобы уменьшить вес люльки 2, сохраняя при этом высокую механическую прочность, каждое плечо крестовины выполнено полым, но содержит усилительные ребра 10.
Силовой блок 1 содержит магистрали циркуляции текучей среды и линии электрического питания, каждая из которых содержит на своем свободном конце съемное соединение или соединительную головку 11, предназначенную для соединения или подключения к соответствующей системе воздушно-космического самолета, с которым должен быть связан этот силовой блок 1, при этом ни одна из этих соединительных головок 11 силового блока 1 не выступает или не выходит за пределы плоскости 12 демонтажа, проходящей через плечи люльки 2. Эта плоскость 12 демонтажа силового блока образует, таким образом, плоскость поверхности контакта силового блока с аппаратом-носителем, на котором устанавливают этот силовой блок.
Предпочтительно головки 11 соединения магистралей циркуляции текучей среды и линий электрического питания установлены на свободных концах плеч люльки 2 в плоскости 12 демонтажа.
Предпочтительно главные магистрали питания ракетным топливом двигателя расположены между двумя смежными плечами люльки 2, чтобы обеспечивать легкий доступ для оператора внутрь воздушно-космического самолета.
Объектом настоящего изобретения является также такелажное устройство для монтажа/демонтажа описанного выше силового блока.
На фиг. 4-10 показано такелажное устройство для описанного выше силового блока согласно частному варианту осуществления изобретения.
Это такелажное устройство содержит раму 13, имеющую поперечное сечение U-образной формы, образуя гнездо для размещения силового блока. Эта рама 13 содержит также на своем верхнем конце первую пару 14 боковых направляющих и установлена на шарнирной рычажной конструкции 15, чтобы ее можно было перемещать между нижним положением покоя и верхним рабочим положением.
Эта шарнирная конструкция 15 неподвижно соединена с платформой 16, оснащенной колесами 24 для обеспечения перемещения этой рамы 13.
Это такелажное устройство содержит также вторую пару 17 направляющих, предназначенных для соединения непосредственно с окружающей конструкцией воздушно-космического самолета с двух сторон от перемещаемого силового блока.
После установки на внутренней конструкции воздушно-космического самолета эти направляющие 17 являются параллельными или по существу параллельными и образуют дорожку качения для подвижной тележки 18, выполненной с возможностью перемещения вдоль этих направляющих.
Направляющие этой второй пары 17 имеют продольный размер, который после установки на внутренней конструкции воздушно-космического самолета позволяет им выступать из задней части этого самолета таким образом, чтобы направляющие первой пары 14, находящейся на подвижной раме 13, можно было установить напротив направляющих второй пары 17 и получить непрерывную дорожку качения между внутренним пространством задней части воздушно-космического самолета и подвижной рамой 13, находящейся снаружи самолета, например, на взлетно-посадочной полосе аэропорта.
После демонтажа силовой блок можно переместить из задней части воздушно-космического самолета на раму 13, чтобы он опирался только на эту раму через подвижную тележку 18, находясь в предусмотренном для этого гнезде.
Предпочтительно U-образный профиль, а также размеры этого гнезда позволяют избегать возможного повреждения силового блока по причине контакта, когда этот силовой блок размещают на раме.
Для обеспечения удержания силового блока во время его демонтажа тележка 18 содержит две пары поддерживающих стоек 19, причем каждая из этих пар стоек расположена на боковом крае тележки 18 таким образом, чтобы каждая поддерживающая стойка 19 одной пары была соединена с соответствующим верхним или нижним плечом люльки 2.
Таким образом, подвижная тележка 18, выполненная с возможностью перемещения вдоль дорожки качения, образованной направляющими первой 14 и второй 17 пар состыкованных своими торцами направляющих, оказывается соединенной с плечами люльки 2 при помощи своих поддерживающих стоек 19.
Для облегчения установки на место тележки 18 каждая поддерживающая стойка 19 выполнена съемной, чтобы оператор, зашедший в хвостовую часть воздушно-космического самолета, мог соединить ее независимо от тележки 18 с соответствующим плечом люльки 2. Для этого с соответствующим плечом сначала соединяют присоединяемую крепежную деталь 20 для установки и удержания соответствующей поддерживающей стойки 19.
Кроме того, эта тележка 18 содержит две продольные конструктивные детали 21, оснащенные элементами 22 качения, выполненными с возможностью обеспечения перемещения этой тележки 18 вдоль направляющих 14, 17, причем продольные детали 21 отстоят друг от друга в боковом направлении, будучи соединенными между собой деталью 23 механического усиления, которая в данном случае является тягой, чтобы препятствовать любому раздвиганию продольных деталей 21, когда на указанной тележке 18 находится силовой бок, причем тележка 18 образует вилку, которая обеспечивает захождение ракетного двигателя 4 силового блока 1 между указанными продольными деталями 21, когда тележку 18 вводят в аппарат-носитель. Другой конец поддерживающих стоек 19 неподвижно соединяют с продольными деталями 21 тележки 18.
Таким образом, настоящее изобретение позволяет свести к минимуму продолжительность операций демонтажа, замены и монтажа ракетного двигателя или ракетных двигателей аппарата-носителя во время технического обслуживания.

Claims (31)

1. Силовой блок для аппарата-носителя многоразового использования, содержащий ракетный двигатель (4), установленный на люльке (2), отличающийся тем, что:
- люлька (2) содержит по меньшей мере три крепежных элемента (9) для соединения указанного блока с конструкцией аппарата-носителя, на котором указанный блок должен быть установлен,
- указанные по меньшей мере три крепежных элемента образуют плоскость (12) демонтажа указанного блока, при этом
- указанный блок содержит одно или несколько гидравлических и/или электрических соединений двигателя (4), причем каждое из этих соединений содержит свободный конец (11), выполненный с возможностью подсоединения к соответствующей системе питания аппарата-носителя, на котором указанный блок должен быть установлен, при этом торец по меньшей мере некоторых из указанных свободных концов (11) находится в указанной плоскости (12) демонтажа.
2. Блок по п. 1, отличающийся тем, что торец свободного конца (11) каждого из указанных соединений находится в указанной плоскости (12) демонтажа.
3. Блок по п. 1 или 2, отличающийся тем, что указанный силовой блок содержит по меньшей мере один элемент (7, 8) штангового крепления для блокировки вращения двигателя (4) относительно люльки (2), при этом по меньшей мере один элемент (7, 8) штангового крепления соединен одной стороной с указанным двигателем и другой стороной с соответствующей точкой крепления на люльке (2).
4. Блок по п. 1 или 2, отличающийся тем, что люлька (2) выполнена удлиненной и имеет в своем поперечном размере переднюю сторону и заднюю сторону, при этом указанная передняя сторона выполнена с возможностью соединения с двигателем (4), причем указанная передняя сторона образует переднюю плоскость люльки (2), содержащую по меньшей мере часть указанной передней стороны, при этом указанная по меньшей мере одна часть имеет размеры, позволяющие крепить элементы (7, 8) штангового крепления указанного двигателя (4).
5. Блок по п. 3, отличающийся тем, что люлька (2) выполнена удлиненной и имеет в своем поперечном размере переднюю сторону и заднюю сторону, при этом указанная передняя сторона выполнена с возможностью соединения с двигателем (4), причем указанная передняя сторона образует переднюю плоскость люльки (2), содержащую по меньшей мере часть указанной передней стороны, при этом указанная по меньшей мере одна часть имеет размеры, позволяющие крепить элементы (7, 8) штангового крепления указанного двигателя (4).
6. Блок по п. 4, отличающийся тем, что указанная люлька (2) имеет форму, выбранную среди формы диска, формы крестовины или X, формы А, формы Н, формы Y, формы Т.
7. Блок по п. 5, отличающийся тем, что указанная люлька (2) имеет форму, выбранную среди формы диска, формы крестовины или X, формы А, формы Н, формы Y, формы Т.
8. Блок по п. 4, отличающийся тем, что указанная задняя сторона образует заднюю плоскость люльки (2), при этом указанные передняя и задняя плоскости являются параллельными или по существу параллельными.
9. Блок по любому из пп. 5-7, отличающийся тем, что указанная задняя сторона образует заднюю плоскость люльки (2), при этом указанные передняя и задняя плоскости являются параллельными или по существу параллельными.
10. Блок по п. 3, отличающийся тем, что люлька (2) имеет форму, выбранную среди формы диска, формы крестовины или X, формы А, формы Н, формы Y, формы Т, при этом указанная люлька содержит по меньшей мере два отдельных плеча и по меньшей мере два элемента (7, 8) штангового крепления, при этом каждый из указанных элементов (7, 8) штангового крепления соединен с отдельным плечом люльки (2).
11. Аппарат-носитель, оборудованный силовым блоком по любому из пп. 1-10.
12. Такелажное устройство для монтажа/демонтажа и транспортировки силового блока по любому из пп. 1-10, отличающееся тем, что содержит:
- две продольные направляющие (14, 17), каждая из которых имеет первый участок (14) направляющих, предназначенный для присоединения с внутренней стороны к конструкции аппарата-носителя, и второй участок (17) направляющих, неподвижно соединенный с рамой (13),
- при этом указанная рама (13) выполнена подвижной с возможностью перемещения по меньшей мере в вертикальном направлении так, чтобы указанные участки (14, 17) направляющих одной продольной направляющей можно было состыковать торцами для образования двух боковых продольных направляющих, и
- подвижную тележку (18), выполненную с возможностью поступательного перемещения вдоль указанных продольных направляющих, при этом тележка (18) содержит две пары съемных поддерживающих стоек (19), каждая из которых выполнена с возможностью соединения с отдельным плечом люльки (2) для удержания указанного блока после его демонтажа из конструкции аппарата-носителя, на котором он должен быть установлен.
13. Устройство по п. 12, отличающееся тем, что тележка (18) содержит две конструктивные продольные детали (21), оснащенные элементами (22) качения, выполненными с возможностью перемещения тележки (18) вдоль направляющих (14, 17), при этом продольные детали (21) отстоят друг от друга в боковом направлении и соединены друг с другом деталью (23) механического усиления, препятствующей любому раздвиганию указанных деталей (21), когда на тележке (18) находится силовой блок, при этом тележка (18) образует вилку, выполненную с возможностью размещения двигателя (4) силового блока между указанными деталями (21), когда тележка (18) заходит в указанный аппарат-носитель.
14. Устройство по п. 12 или 13, отличающееся тем, что рама (13) является подвижной и выполнена с возможностью вертикального перемещения для обеспечения размещения напротив друг друга указанных участков (14, 17) направляющей.
15. Устройство по п. 14, отличающееся тем, что рама (13) установлена на шарнирной конструкции (15) с возможностью перемещения между нижним положением покоя и верхним рабочим положением, при этом шарнирная конструкция (15) является подвижной.
16. Устройство по любому из пп. 12, 13, 15, отличающееся тем, что указанная рама (13) имеет U-образное поперечное сечение для размещения тележки (18) без риска повреждения указанного силового блока.
17. Устройство по п. 14, отличающееся тем, что указанная рама (13) имеет U-образное поперечное сечение для размещения тележки (18) без риска повреждения указанного силового блока.
18. Устройство по любому из пп. 12, 13, 15, 17, отличающееся тем, что указанная люлька имеет форму крестовины или X, при этом указанная подвижная тележка содержит две пары съемных поддерживающих стоек, каждая из которых выполнена с возможностью соединения с отдельным плечом люльки для удержания указанного блока после его демонтажа из конструкции аппарата-носителя, на которым он должен быть установлен.
19. Устройство по п. 14, отличающееся тем, что указанная люлька имеет форму крестовины или X, при этом указанная подвижная тележка содержит две пары съемных поддерживающих стоек, каждая из которых выполнена с возможностью соединения с отдельным плечом люльки для удержания указанного блока после его демонтажа из конструкции аппарата-носителя, на которым он должен быть установлен.
20. Устройство по п. 16, отличающееся тем, что указанная люлька имеет форму крестовины или X, при этом указанная подвижная тележка содержит две пары съемных поддерживающих стоек, каждая из которых выполнена с возможностью соединения с отдельным плечом люльки для удержания указанного блока после его демонтажа из конструкции аппарата-носителя, на которым он должен быть установлен.
21. Устройство по п. 18, отличающееся тем, что содержит детали (20) крепления конца указанных поддерживающих стоек (19) на указанных плечах люльки (2).
22. Устройство по пп. 19 или 20, отличающееся тем, что содержит детали (20) крепления конца указанных поддерживающих стоек (19) на указанных плечах люльки (2).
23. Устройство по п. 18, отличающееся тем, что по меньшей мере одна поддерживающая стойка (19) одной из указанных пар содержит главную соединительную тягу, выполненную с возможностью соединения плеча люльки (2) с тележкой (18), и вспомогательную соединительную тягу, называемую поперечной соединительной тягой, соединяющую под углом указанную главную тягу с указанной тележкой так, чтобы блокировать вращение люльки (2) относительно указанной тележки.
24. Устройство по любому из пп. 19-21, отличающееся тем, что по меньшей мере одна поддерживающая стойка (19) одной из указанных пар содержит главную соединительную тягу, выполненную с возможностью соединения плеча люльки (2) с тележкой (18), и вспомогательную соединительную тягу, называемую поперечной соединительной тягой, соединяющую под углом указанную главную тягу с указанной тележкой так, чтобы блокировать вращение люльки (2) относительно указанной тележки.
25. Устройство по п. 22, отличающееся тем, что по меньшей мере одна поддерживающая стойка (19) одной из указанных пар содержит главную соединительную тягу, выполненную с возможностью соединения плеча люльки (2) с тележкой (18), и вспомогательную соединительную тягу, называемую поперечной соединительной тягой, соединяющую под углом указанную главную тягу с указанной тележкой так, чтобы блокировать вращение люльки (2) относительно указанной тележки.
RU2016103870A 2013-07-08 2014-07-04 Силовой блок для аппарата-носителя многоразового использования RU2659162C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1356695 2013-07-08
FR1356695A FR3008070B1 (fr) 2013-07-08 2013-07-08 Bloc propulseur pour vehicule de lancement reutilisable
PCT/EP2014/064282 WO2015004010A1 (fr) 2013-07-08 2014-07-04 Bloc propulseur pour véhicule de lancement réutilisable

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2016103870A RU2016103870A (ru) 2017-08-11
RU2659162C2 true RU2659162C2 (ru) 2018-06-28

Family

ID=50064701

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016103870A RU2659162C2 (ru) 2013-07-08 2014-07-04 Силовой блок для аппарата-носителя многоразового использования

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9981757B2 (ru)
EP (1) EP3019403B1 (ru)
JP (1) JP6612223B2 (ru)
CN (1) CN105358430B (ru)
FR (1) FR3008070B1 (ru)
RU (1) RU2659162C2 (ru)
SG (1) SG11201510709XA (ru)
WO (1) WO2015004010A1 (ru)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105173093B (zh) * 2015-09-24 2018-01-30 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种悬挂快卸式安装节
CN105822425A (zh) * 2016-04-01 2016-08-03 北京航天发射技术研究所 一种用于安装小型固体发动机的载荷传递装置
CN106428636B (zh) * 2016-10-09 2019-01-08 上海空间推进研究所 空间飞行器轨控发动机动密封摇摆机构
FR3058407B1 (fr) * 2016-11-09 2020-11-06 Excent France Base mobile et procede de transport d'un equipement
US10669048B1 (en) * 2017-06-15 2020-06-02 United Launch Alliance, L.L.C. Mechanism for increasing jettison clearance
SG11202000591VA (en) 2017-07-21 2020-02-27 Northrop Grumman Innovation Systems Inc Spacecraft servicing devices and related assemblies, systems, and methods
US10974853B1 (en) 2018-11-13 2021-04-13 United Launch Alliance, L.L.C. White room modular system for launch vehicles
US11492148B2 (en) 2019-01-15 2022-11-08 Northrop Grumman Systems Corporation Spacecraft servicing pods configured to perform servicing operations on target spacecraft and related devices, assemblies, systems, and methods
CN111121703B (zh) * 2019-12-11 2021-08-13 西安航天发动机有限公司 一种液体火箭发动机摆动干涉检测系统
US11827386B2 (en) 2020-05-04 2023-11-28 Northrop Grumman Systems Corporation Vehicle capture assemblies and related devices, systems, and methods
CN112676809B (zh) * 2020-12-17 2022-06-10 北京航星机器制造有限公司 一种用于战斗部产品的拆卸装置及方法
CN113534847B (zh) * 2021-08-23 2022-02-15 哈尔滨工业大学 一种有动力可重复使用飞行器能量管理轨迹设计方法
CN115142984B (zh) * 2022-09-05 2023-01-13 北京星河动力装备科技有限公司 运载火箭多发动机安装舱段及运载火箭

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3929306A (en) * 1974-03-05 1975-12-30 Nasa Space vehicle system
US4412774A (en) * 1980-03-19 1983-11-01 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." Apparatus for the installation of a jet engine in an aircraft compartment
SU1713881A1 (ru) * 1989-08-14 1992-02-23 Производственное объединение "Южный машиностроительный завод" Монтажно-стыковочный агрегат
RU2158838C2 (ru) * 1999-01-21 2000-11-10 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Жидкостный ракетный двигатель
US6158693A (en) * 1998-02-25 2000-12-12 Kistler Aerospace Corporation Recoverable booster stage and recovery method

Family Cites Families (53)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3066480A (en) * 1954-01-13 1962-12-04 Richard S Buck Ramjet missile
US2940769A (en) * 1955-11-04 1960-06-14 Northrop Corp Elevating dolly
US3215372A (en) * 1962-07-12 1965-11-02 Hollas K Price Space craft propulsion means
US3194525A (en) * 1964-02-07 1965-07-13 James E Webb Supporting and protecting device
US3295790A (en) * 1964-06-16 1967-01-03 James E Webb Recoverable single stage spacecraft booster
US3471106A (en) * 1965-05-28 1969-10-07 Rocket Research Corp Valveless microrocket systems
US3979087A (en) * 1975-07-02 1976-09-07 United Technologies Corporation Engine mount
US4452412A (en) * 1982-09-15 1984-06-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Space shuttle with rail system and aft thrust structure securing solid rocket boosters to external tank
US4451017A (en) * 1982-09-30 1984-05-29 The United States Of America As Represented By The Administrator, National Aeronautics And Space Administration Three stage rocket vehicle with parallel staging
JPS6027000U (ja) * 1983-08-01 1985-02-23 三菱電機株式会社 ロケットモ−タの人工衛星への連結機構
US5217187A (en) * 1983-11-07 1993-06-08 Criswell David R Multi-use launch system
US4664343A (en) * 1984-08-29 1987-05-12 Scott Science & Technology, Inc. Satelite transfer vehicle
GB8508840D0 (en) * 1985-04-04 1985-05-09 Short Brothers Ltd Cargo handling system for aircraft
US4741502A (en) * 1985-10-01 1988-05-03 Hughes Aircraft Company Method and apparatus for launching a spacecraft by use of a recoverable upper rocket stage
US5065959A (en) * 1989-11-21 1991-11-19 The Boeing Company Vibration damping aircraft engine attachment
US5152482A (en) * 1990-06-29 1992-10-06 Standard Space Platforms Corp. Modular mother satellite bus for subsidiary payloads
US5271582A (en) * 1990-06-29 1993-12-21 Standard Space Platforms Corp. Modular mother satellite bus for subsidiary payloads
US5143327A (en) * 1990-08-31 1992-09-01 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Integrated launch and emergency vehicle system
US5568901A (en) * 1994-08-01 1996-10-29 William Henry Gates Two stage launch vehicle and launch trajectory method
US5667167A (en) * 1994-09-02 1997-09-16 Kistler Aerospace Corporation Methods and apparatus for reusable launch platform and reusable spacecraft
US5779195A (en) * 1996-05-03 1998-07-14 Motorola, Inc. Satellite assembly having modular common bus components
FR2766456B1 (fr) 1997-07-25 1999-10-22 Europ Propulsion Systeme propulsif monolithique compact a monergol pour petit satellite
US6360994B2 (en) * 1997-12-19 2002-03-26 Don A. Hart & Associates, Inc. Configurable space launch system
US6076771A (en) * 1998-02-25 2000-06-20 Kistler Aerospace Corporation System and method for controlling a re-entry vehicle
US6612522B1 (en) * 1998-03-17 2003-09-02 Starcraft Boosters, Inc. Flyback booster with removable rocket propulsion module
US6397580B1 (en) * 1998-07-09 2002-06-04 Bi-Propellant Rocket Research Corporation High performance rocket engine having a stepped expansion combustion chamber and method of making the same
JP3223171B2 (ja) * 1998-12-24 2001-10-29 宇宙開発事業団 ロケットフェアリングの分割構造および分割方法
EP1328439A2 (en) * 1999-05-24 2003-07-23 Lockheed Martin Corporation Fly back booster
DE19927735B4 (de) * 1999-06-17 2005-10-06 Eads Space Transportation Gmbh Schubkammer-Anordnung für Raumfahrt-Triebwerke
RU2148536C1 (ru) * 1999-10-26 2000-05-10 Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева Многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя
US6726154B2 (en) * 2001-11-30 2004-04-27 United Technologies Corporation Reusable space access launch vehicle system
US6616092B1 (en) * 2002-06-24 2003-09-09 Lockheed Martin Corporation Reusable flyback rocket booster and method for recovering same
US7103952B2 (en) * 2004-03-12 2006-09-12 The Boeing Company Engine loader and transporter apparatus and methods
US7155898B2 (en) * 2004-04-13 2007-01-02 Aerojet-General Corporation Thrust vector control system for a plug nozzle rocket engine
US7484692B1 (en) * 2004-11-12 2009-02-03 Hmx, Inc. Integrated abort rocket and orbital propulsion system
US8047472B1 (en) * 2006-06-06 2011-11-01 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Ram booster
US7900547B2 (en) * 2008-01-17 2011-03-08 The Boeing Company System and method for preparing a launch device
FR2935686B1 (fr) * 2008-09-08 2010-09-24 Snecma Fagot comportant deux paires de reservoirs et lanceur aeroporte comportant un tel fagot
SG171923A1 (en) * 2008-12-10 2011-07-28 Giulio Manzoni A microsatellite comprising a propulsion module and an imaging device
FR2940248B1 (fr) 2008-12-22 2011-02-11 Astrium Sas Module reutilisable pour lanceur
WO2010099228A1 (en) * 2009-02-24 2010-09-02 Blue Origin, Llc Bidirectional control surfaces for use with high speed vehicles, and associated systems and methods
FR2948636B1 (fr) * 2009-07-31 2012-01-13 Airbus Operations Sas Ensemble moteur pour aeronef dont le mat d'accrochage comprend une enveloppe structurale formant delimitation radiale interne du flux secondaire
FR2952922B1 (fr) * 2009-11-20 2012-05-25 Snecma Ensemble de manutention d'un module de moteur d'aeronef
FR2952921B1 (fr) * 2009-11-20 2012-05-25 Snecma Chariot de transport d'un module de moteur d'aeronef
US8720059B2 (en) * 2010-04-29 2014-05-13 Spirit Aerosystems, Inc. Apparatus and method for aircraft engine core exchange
US8727283B2 (en) * 2011-06-07 2014-05-20 Aerojet Rocketdyne Of De, Inc. Launch abort and orbital maneuver system
FR2976626B1 (fr) * 2011-06-17 2013-07-05 Snecma Ensemble propulsif cryogenique
US9217389B1 (en) * 2011-11-10 2015-12-22 Blue Origin, Llc Rocket turbopump valves and associated systems and methods
US8973873B2 (en) * 2012-10-15 2015-03-10 The Boeing Company Spacecraft propellant tank mount
US9180984B2 (en) * 2012-05-11 2015-11-10 The Boeing Company Methods and apparatus for performing propulsion operations using electric propulsion systems
US9139311B2 (en) * 2013-03-15 2015-09-22 Robert Salkeld Reusable global launcher
US10920714B2 (en) * 2013-03-15 2021-02-16 Exquadrum, Inc. Stable hybrid rocket technology
US9376021B2 (en) * 2014-07-16 2016-06-28 Caterpillar Global Mining Equipment Llc Method of installing a motor in a machine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3929306A (en) * 1974-03-05 1975-12-30 Nasa Space vehicle system
US4412774A (en) * 1980-03-19 1983-11-01 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." Apparatus for the installation of a jet engine in an aircraft compartment
SU1713881A1 (ru) * 1989-08-14 1992-02-23 Производственное объединение "Южный машиностроительный завод" Монтажно-стыковочный агрегат
US6158693A (en) * 1998-02-25 2000-12-12 Kistler Aerospace Corporation Recoverable booster stage and recovery method
RU2158838C2 (ru) * 1999-01-21 2000-11-10 Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Жидкостный ракетный двигатель

Also Published As

Publication number Publication date
FR3008070A1 (fr) 2015-01-09
FR3008070B1 (fr) 2020-11-06
JP2016524092A (ja) 2016-08-12
RU2016103870A (ru) 2017-08-11
CN105358430B (zh) 2017-09-26
WO2015004010A1 (fr) 2015-01-15
US20160257435A1 (en) 2016-09-08
CN105358430A (zh) 2016-02-24
EP3019403B1 (fr) 2017-09-13
JP6612223B2 (ja) 2019-11-27
SG11201510709XA (en) 2016-01-28
US9981757B2 (en) 2018-05-29
EP3019403A1 (fr) 2016-05-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2659162C2 (ru) Силовой блок для аппарата-носителя многоразового использования
JP6458956B2 (ja) ロケット発射システムに用いられるロケット輸送デバイス
DE69937371T2 (de) System für das tragen und starten einer nutzlast
US10549868B2 (en) Space shuttle orbiter and return system
US12017804B2 (en) Satellite launch system
RU2342288C1 (ru) Способ обслуживания космических объектов и многоразовая авиационно-космическая система для его реализации
RU2158214C1 (ru) Авиационный пусковой комплекс для транспортировки, заправки и запуска в воздухе ракетоносителя
CA2875464C (en) Docking station for a rocket launch system
Donahue et al. Lunar lander configuration study and parametric performance analysis
RU2216488C1 (ru) Космический аппарат
RU2548829C2 (ru) Транспортный самолёт для перевозки и разгона в стратосфере ракет космического назначения
RU2636447C2 (ru) Авиационный ракетно-космический комплекс, формируемый на базе ракеты космического назначения, адаптируемой из МБР ТОПОЛЬ-М, и самолёта-носителя ИЛ-76МФ по выведению малых КА на целевые орбиты путём десантирования РКН из самолёта с применением комбинированной транспортно-пусковой платформы и подъёмно-стабилизирующего парашюта

Legal Events

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

Effective date: 20200705