RU2682110C1 - Криогенная система заправки топливом - Google Patents
Криогенная система заправки топливом Download PDFInfo
- Publication number
- RU2682110C1 RU2682110C1 RU2016133741A RU2016133741A RU2682110C1 RU 2682110 C1 RU2682110 C1 RU 2682110C1 RU 2016133741 A RU2016133741 A RU 2016133741A RU 2016133741 A RU2016133741 A RU 2016133741A RU 2682110 C1 RU2682110 C1 RU 2682110C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel supply
- launch vehicle
- supply hose
- launch
- hose
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 86
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 claims abstract description 26
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 claims description 3
- 238000004804 winding Methods 0.000 claims description 2
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 3
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 3
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 2
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 2
- 238000011010 flushing procedure Methods 0.000 description 2
- 230000002269 spontaneous effect Effects 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000001934 delay Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000002028 premature Effects 0.000 description 1
- 238000005406 washing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G5/00—Ground equipment for vehicles, e.g. starting towers, fuelling arrangements
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
-
- 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
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B67—OPENING, CLOSING OR CLEANING BOTTLES, JARS OR SIMILAR CONTAINERS; LIQUID HANDLING
- B67D—DISPENSING, DELIVERING OR TRANSFERRING LIQUIDS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B67D7/00—Apparatus or devices for transferring liquids from bulk storage containers or reservoirs into vehicles or into portable containers, e.g. for retail sale purposes
- B67D7/04—Apparatus or devices for transferring liquids from bulk storage containers or reservoirs into vehicles or into portable containers, e.g. for retail sale purposes for transferring fuels, lubricants or mixed fuels and lubricants
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B67—OPENING, CLOSING OR CLEANING BOTTLES, JARS OR SIMILAR CONTAINERS; LIQUID HANDLING
- B67D—DISPENSING, DELIVERING OR TRANSFERRING LIQUIDS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B67D7/00—Apparatus or devices for transferring liquids from bulk storage containers or reservoirs into vehicles or into portable containers, e.g. for retail sale purposes
- B67D7/06—Details or accessories
- B67D7/38—Arrangements of hoses, e.g. operative connection with pump motor
- B67D7/40—Suspending, reeling or storing devices
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Loading And Unloading Of Fuel Tanks Or Ships (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
- Rigid Pipes And Flexible Pipes (AREA)
Abstract
Изобретение относится к криогенным системам заправки топливом, в частности для передачи криогенной среды между ракетой-носителем и пусковой вышкой. Криогенная система (1) заправки топливом характеризуется наличием шланга (80) подачи топлива для соединения ракеты-носителя (100) и пусковой вышки (200). Шланг (80) подачи топлива конструктивно исполнен для передачи криогенной среды между ракетой-носителем (100) и пусковой вышкой (200), первый конец (80.1) шланга (80) подачи топлива выполнен с возможностью разъемного соединения с ракетой-носителем (100) таким образом, чтобы отсоединиться во время взлета ракеты-носителя (100), обеспечивая тем самым отсоединение шланга (80) подачи топлива от ракеты-носителя (100). Предусмотрена система (210) уборки, служащая для автоматической уборки шланга (80) подачи топлива во время взлета ракеты-носителя (100). Система уборки содержит шланговый барабан (212), конструктивно исполненный таким образом, чтобы наматывать на себя шланг (80) подачи топлива при взлете ракеты-носителя (100). Техническим результатом является увеличение функциональности и безопасности системы заправки. 7 з.п. ф-лы, 9 ил.
Description
Область техники, к которой относится настоящее изобретение
Настоящее изобретение относится к криогенной системе заправки топливом и, в частности, к криогенной системе заправки топливом, содержащей шланг подачи топлива, служащий для передачи криогенной среды между ракетой-носителем и пусковой вышкой.
Предшествующий уровень техники настоящего изобретения
Ракеты-носители (также именуемые средствами выведения на орбиту) полезной нагрузки, заправляемые криогенными компонентами топлива, требуют использования специализированных систем заправки топливом, которые, как правило, являются частью взлетной площадки, так как баки, в которых находятся криогенные компоненты топлива, необходимо непрерывно пополнять во время подготовки к взлету и непосредственно перед взлетом из-за происходящего в них постоянного испарения топлива. Использование таких систем также необходимо в виду того, что сложные последовательности предстартовых операций (предстартовый отсчет времени) могут быть прерваны в результате плановых или неплановых задержек для решения непредвиденных проблем. Системы заправки топливом должны быть спроектированы и сконструированы таким образом, чтобы отвечать этим типам эксплуатационных требований как во время пуска, так и во время предшествующего пуску периода подготовки.
Случайное отсоединение заправочного шланга, которое происходит слишком рано, может повлечь за собой тяжелую аварию, так как это может привести к опорожнению бака с жидкостью или летучим газом. Случайное отсоединение может также быть опасным для обслуживающего персонала. Преждевременные отсоединения могут быть вызваны следующими причинами:
раскачивание внешних криогенных магистралей под воздействием сильного ветра или в результате повышения внутреннего давления;
раскачивание ракеты-носителя относительно пусковой вышки под воздействием сильного ветра или во время перемещения в зону пуска при возникновении неожиданных торможений/ускорений;
образование льда на канатах или падение льда, образующегося на других частях, на канаты;
птицы;
случайный контакт с топливной магистралью на пусковой площадке;
влияние другой, несвязанной, внешней системы отсоединения.
Следовательно, желательно поддерживать соединение между ракетой-носителем и системой заправки топливом как можно дольше перед взлетом. Кроме того, из соображений безопасности, система заправки топливом должна также обеспечивать быстрое опорожнение баков ракеты-носителя в случае отмены полета. Однако повторное соединение шлангов подачи топлива после отмененного взлета является сложной и, следовательно, занимающей много времени процедурой, так как, зачастую, все опоры пусковой вышки отсоединены от ракеты-носителя, что создает большой риск из-за задержки в опорожнении топливного бака ракеты-носителя.
Поскольку взлет может быть отменен очень поздно, чтобы учесть возможную отмену пусков/взлетов, а также обеспечить возможность своевременного опорожнения баков ракеты-носителя, системы заправки топливом соединены с ракетой-носителем (предпочтительно при помощи шланга подачи топлива) до тех пор, пока ракета-носитель не взлетит, т.е. не произойдет отделение ракеты-носителя от пусковой площадки, и отсоединение шланга подачи топлива фактически активируется эффективным взлетом ракеты-носителя на определенную высоту.
Согласно чрезвычайно преимущественной реализации, раскрытой, например, в заявке на выдачу патента ЕР 14153656.5, шланг подачи топлива, входящий в состав системы заправки топливом, соединяют с ракетой-носителем при помощи криогенного соединителя, конструктивно исполненного для отсоединения во время взлета при удалении ракеты-носителя от пусковой вышки. Канат обеспечивает присоединение зажимного кольца соединителя к пусковой вышке, которое отсоединяется при натяжении под воздействием взлетающей ракеты-носителя. После того как произошло разблокирование соединителя, шланг подачи топлива падает под действием земного притяжения и отделяется от ракеты-носителя. Несмотря на то, что этот подход обеспечивает отделение шланга подачи топлива только во время эффективно взлета, шланг подачи топлива со своим соединителем и другими элементами после отсоединения от взлетающей ракеты-носителя потенциально представляют опасность для нее, так как сложно спрогнозировать точную траекторию падения шланга подачи топлива.
Решаемая техническая проблема
Следовательно, существует необходимость в создании системы заправки топливом со шлангом подачи топлива для передачи криогенной среды между ракетой-носителем и пусковой вышкой, которая предотвращает нанесение повреждений указанной топливной магистралью ракете-носителю во время взлета.
Краткое раскрытие настоящего изобретения
Обозначенная выше цель настоящего изобретения достигается при помощи системы заправки топливом, характеризующейся наличием шланга подачи топлива, служащего для соединения ракеты-носителя и пусковой вышки, а также конструктивно исполненного для передачи криогенной среды между ракетой-носителем и пусковой вышкой. В целях уменьшения риска случайного отсоединения внешнего соединителя во время предстартовой подготовки, первый конец шланга подачи топлива выполнен с возможностью разъемного соединения с ракетой-носителем таким образом, чтобы отсоединиться во время взлета ракеты-носителя, обеспечивая тем самым отделение шланга подачи топлива от ракеты-носителя. Для того чтобы магистраль подачи топлива не могла повредить ракету-носитель во время взлета, предусмотрена система уборки, которая служит для автоматической уборки шланга подачи топлива во время взлета ракеты-носителя.
Согласно чрезвычайно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения блок управления уборкой предусмотрен для управления уборкой шланга подачи топлива в зависимости от взлетной дистанции, профиля ракеты носителя и/или угла пуска ракеты-носителя; и/или профиля пусковой вышки и т.п., чтобы обеспечить постоянное подержание определенного промежутка между системой заправки топливом и ракетой-носителем.
Полезные эффекты
Наиболее важное преимущество настоящего изобретение заключается в том, что шланг подачи топлива будет оставаться присоединенным к ракете-носителю вплоть до эффективного взлета/отделения, что позволяет осуществлять непрерывную дозаправку криогенным топливом для компенсации его испарения, а также позволяет, в случае необходимости, опорожнить топливный бак, при этом отсоединенный шланг подачи топлива не представляет угрозы для ракеты-носителя при ее отделении от взлетной площадки. Таким образом, система заправки топливом согласно настоящему изобретению значительно увеличивает функциональность и безопасность существующих криогенных систем заправки топливом, используемых для заправки ракет-носителей полезной нагрузки.
Краткое описание фигур
Дальнейшие характеристики и преимущества настоящего изобретения будут подробно описаны в приведенном ниже подробном раскрытии, выполненном со ссылками на прилагаемые фигуры, где:
на фиг. 1 представлен схематический вид сбоку первого варианта осуществления предлагаемой системы заправки топливом, соединяющей ракету-носитель и пусковую вышку при помощи шланга подачи топлива;
на фиг. 2А представлен схематический вид сбоку предлагаемой системы заправки топливом перед взлетом;
на фиг. 2В представлен схематический вид сбоку предпочтительной компоновки предлагаемой системы заправки топливом, при которой шланг подачи топлива прикреплен к ракете-носителю выше его точки крепления к пусковой вышке для обеспечения самопроизвольной промывки шланга подачи топлива под воздействием силы тяжести;
на фиг. 3А представлен вид сбоку предлагаемой системы заправки топливом перед взлетом, при этом ее система уборки находится в первом, исходном положении;
на фиг. 3В представлен вид сбоку предлагаемой системы заправки топливом сразу после начала взлета;
на фиг. 3С представлен вид сбоку предлагаемой системы заправки топливом сразу после отсоединения шланга подачи топлива от ракеты-носителя во время взлета, при этом активация отсоединения шланга осуществлена на основании вертикальной взлетной дистанции D ракеты-носителя;
на фиг. 3D-F представлена группа видов сбоку предлагаемой системы заправки топливом после отсоединения шланга подачи топлива от ракеты-носителя во время взлета, при этом система уборки активирована для осуществления уборки шланга подачи топлива с тем, чтобы обеспечить определенный промежуток между системой заправки топливом и ракетой-носителем, а также ее полезной нагрузкой.
Следует отметить, что изображения на фигурах выполнены без соблюдения масштаба, при этом они приведены исключительно в иллюстративных целях и для лучшего понимания настоящего изобретения, и не должны рассматривать в качестве ограничения. Признаки настоящего изобретения не ограничиваются представленными на фигурах изображениями.
Подробное раскрытие предпочтительных вариантов осуществления
[0001] В настоящем документе будут использоваться определенные термины, формулировка которых должна интерпретироваться не как ограничивающаяся выбранным конкретным термином, а как относящаяся к общему понятию, стоящему за конкретным термином. Термин «ракета-носитель» следует истолковывать в его широком понимании, охватывающем все типы оснащенных ЖРД (жидкостным ракетным двигателем) средств выведения на орбиту полезной нагрузки, такой как космические корабли/спутники и т.п.Термин «пусковая вышка» следует истолковывать в контексте настоящего изобретения как относящийся ко всем типам взлетных площадок/платформ, обладающих вертикальным сооружением для обслуживания, обеспечивающим заправку топливом ракеты-носителя, таким как вышки, у которых общим является то, что непосредственно перед запуском ракеты-носителя все соединения, кроме соединения для подачи топлива между вышкой и ракетой-носителем, должны быть убраны для предотвращения повреждения сооружения для обслуживания или летательного аппарата.
[0002] Общая схема предлагаемой системы 1 заправки топливом, соединяющей ракету-носитель 100 и пусковую вышку 200, будет описана далее со ссылкой на фиг. 1, на которой представлен ее схематический вид сбоку. В целях упрощения элементы, которые не являются важными для определения объекта настоящего изобретения, не будут изображены на этих фигурах. Как показано на фиг. 1, полезная нагрузка PL прикреплена к ракете-носителю 100, установленной на пусковой площадке рядом с пусковой вышкой 200. Ракета-носитель 100 соединена с пусковой вышкой 200 при помощи шланга 80 подачи топлива для передачи криогенной среды между ними. Шланг 80 подачи топлива относится к известному типу шлангов для подачи различных типов криогенного топлива, которые конструктивно исполнены таким образом, чтобы выдерживать воздействие экстремальных значений температуры передаваемой среды, а также минимизировать теплоотдачу в окружающую среду. Для обеспечения соответствия этим требованиям масса шланга 80 подачи топлива может составлять до 100 кг. Следует отметить, что шланг 80 подачи топлива конструктивно исполнен не только для передачи топлива от системы 1 заправки топливом к ракете-носителю 100, но и наоборот, например, для опорожнения топливного бака ракеты-носителя 100.
[0003] Как будет подробно описано со ссылками на фиг. 2A-3F, первый конец шланга 80 подачи топлива выполнен с возможностью разъемного соединения с ракетой-носителем 100 таким образом, чтобы отсоединиться во время ее взлета, обеспечивая тем самым отсоединение шланга 80 подачи топлива от ракеты-носителя 100.
[0004] Для обеспечения во время взлета достаточного промежутка между ракетой-носителем 100 и системой 1 заправки топливом, в частности, ее шлангом 80 подачи топлива, предусмотрена система 210 уборки, обеспечивающая автоматическую уборку шланга 80 подачи топлива при взлете ракеты-носителя 100.
[0005] На фиг. 1 также показан в качестве иллюстрации угол α пуска ракеты-носителя во время взлета. Этот угол является очень важным при расчете достаточного промежутка между ракетой-носителем 100, пусковой вышкой 200 и элементами системы 1 заправки топливом во время взлета. Кроме того, очень важными параметрами, которые следует учитывать для обеспечения достаточного промежутка, являются профиль ракеты-носителя 100 (профиль CL ракеты-носителя) и профиль пусковой вышки 200 (профиль СТ вышки), каждый из которых представлен на фиг. 1. Следовательно, блок 215 управления уборкой конструктивно исполнен для управления уборкой шланга 80 подачи топлива в зависимости от одного или более из следующего:
взлетная дистанция d ракеты-носителя 100; и/или
профиль CL ракеты-носителя 100; и/или
угол (α) пуска ракеты-носителя 100; и/или
профиль СТ пусковой вышки 200;
чтобы обеспечивать постоянное поддержание промежутка между системой 1 заправки топливом и ракетой-носителем 100.
[0006] На фиг. 2А и 2В представлены предпочтительные варианты осуществления системы 1 заправки топливом, в которых первый конец 80.1 шланга 80 подачи топлива выполнен с возможностью разъемного соединения с ракетой-носителем 100 при помощи криогенного соединителя 10, причем криогенный соединитель 10 конструктивно исполнен с возможностью отсоединения при взлете ракеты-носителя 100. В частности, шланг 80 подачи топлива может быть отсоединен от ракеты-носителя 100 при помощи каната 70, присоединенного первым концом 70.1 к криогенному соединителю 10 и противоположным вторым концом 70.2 к пусковой вышке 200, при этом канат 70 воздействует на отсоединяющее устройство криогенного соединителя 10 во время взлета ракеты-носителя 100. Пример конструкции криогенного соединителя 10, выполненного с возможностью отсоединения под воздействием каната 70, раскрыт в заявке на выдачу патента № ЕР 14153656.5.
[0007] Кроме того, предпочтительные варианты осуществления системы уборки 210, изображенные на фигурах, включают в себя шланговый барабан 212 с местом 213 стыковки со шлангом на стороне вышки, принимающим второй конец 80.2 шланга 80 подачи топлива, при этом шланговый барабан 212 конструктивно исполнен для наматывания на себя шланга 80 подачи топлива во время взлета ракеты-носителя 100.
[0008] На фиг. 2В представлен схематический вид сбоку чрезвычайно предпочтительной компоновки системы заправки топливом 1, при которой место крепления шланга 80 подачи топлива к ракете-носителю 100 смещено вертикально вверх на расстояние h относительно места 213 стыковки со шлангом на стороне вышки, и/или предварительная скручивающая нагрузка приложена к шланговому барабану 212 таким образом, чтобы убедиться в том, что шланг 80 подачи топлива проходит сверху вниз для обеспечения самопроизвольной промывки шланга 80 подачи топлива под воздействием силы тяжести. В результате этого можно обеспечить то, что во время взлета в шланге 80 подачи топлива не будет находиться топливо, и, следовательно, важная мера безопасности может быть выполнена без каких-либо дополнительных средств промывки.
[0009] На фиг. 3A-3F представлена система 1 заправки топливом согласно настоящему изобретению перед взлетом, в момент запуска и во время взлета ракеты-носителя 100.
[0010] На фиг. 3А представлен вид сбоку системы 1 заправки топливом перед взлетом, при этом система 210 уборки находится в первом, исходном положении.
[0011] На фиг. 3В, на которой представлен вид сбоку системы 1 заправки топливом и ракеты-носителя 100 непосредственно после начала взлета, ракета-носитель 100 уже прошла вертикальную дистанцию d относительно ее положения перед взлетом, изображенного на фиг. 3А, причем дистанция d меньше вертикальной взлетной пороговой дистанции D, при которой шланг 80 подачи топлива отделяется от ракеты-носителя 100.
[0012] Момент отсоединения изображен на фиг. 3С, на которой представлен вид сбоку системы 1 заправки топливом согласно настоящему изобретению непосредственно после отсоединения шланга 80 подачи топлива от ракеты-носителя 100, которое вызвано тем, что вертикальная взлетная дистанция d превышает вертикальную взлетную пороговую дистанцию D. Как можно заметить на этой фигуре, систему 210 уборки активируют сразу после отделения шланга 80 подачи топлива от ракеты-носителя 100 для того, чтобы избежать столкновения между ними.
[0013] Согласно предпочтительным вариантам осуществления настоящего изобретения, при использовании отсоединяемых при помощи канатов 70 криогенных соединителей 10 для присоединения шланга 80 подачи топлива к ракете-носителю 100, уборку шланга 80 подачи топлива системой уборки 210 активируют в результате резкого падения натяжения каната 70 из-за отсоединения криогенного соединителя 10 при достижении ракетой-носителем 100 заданной взлетной дистанции D.
[0014] На фиг. 3D-3F представлены виды сбоку системы 1 заправки топливом во время взлета ракеты-носителя 100 (с полезной нагрузкой PL) после отсоединения шланга 80 подачи топлива от ракеты-носителя 100, при этом система 210 уборки активирована для уборки шланга 80 подачи топлива с тем, чтобы обеспечить надлежащий промежуток между системой 1 заправки топливом и ракетой-носителем 100, а также ее полезной нагрузкой PL.
[0015] Согласно еще одному варианту осуществления система 1 заправки топливом дополнительно содержит систему удержания шланга, которая служит для удерживания шланга 80 подачи топлива после взлета ракеты-носителя 100 с тем, чтобы обеспечить надежную фиксацию шланга 80 подачи топлива в убранном положении.
[0016] Следует понимать, что многочисленные варианты могут быть выполнены на основании конкретной структуры, описание которой приведено выше, без отступления от объема настоящего изобретения, определенного в прилагаемой формуле изобретения. Например, между ракетой-носителем 100 и пусковой вышкой 200 может быть расположен еще один шланг, такой как дополнительный шланг для переноса отходящего газа из бака ракеты-носителя к земной поверхности.
Легенда:
1 система заправки топливом
10 криогенный соединитель
70 канат
70.1 первый конец (каната)
70.2 второй конец (каната
80 шланг подачи топлива
100 ракета-носитель
102 обтекатель полезной нагрузки
200 пусковая вышка
201 система заправки топливом
210 система уборки
212 шланговый барабан
213 место стыковки со шлангом на стороне вышки
215 блок управления уборкой
220 система удержания шланга
α угол пуска
d взлетная дистанция
D вертикальная взлетная пороговая дистанция
CL профиль ракеты-носителя
СТ профиль вышки
PL полезная нагрузка
Claims (17)
1. Система (1) заправки топливом, содержащая шланг (80) подачи топлива для соединения ракеты-носителя (100) и пусковой вышки (200), в которой:
шланг (80) подачи топлива выполнен с возможностью передачи криогенной среды между ракетой-носителем (100) и пусковой вышкой (200),
первый конец (80.1) шланга (80) подачи топлива выполнен с возможностью разъемного соединения с ракетой-носителем (100) таким образом, чтобы отсоединиться во время взлета ракеты-носителя (100), обеспечивая тем самым отсоединение шланга (80) подачи топлива от ракеты-носителя (100),
система (210) уборки, служащая для автоматической уборки шланга (80) подачи топлива во время взлета ракеты-носителя (100),
отличающаяся тем, что система (210) уборки содержит шланговый барабан (212) с местом (213) стыковки со шлангом на стороне вышки, принимающим второй конец (80.2) шланга (80) подачи топлива, при этом шланговый барабан (212) выполнен с возможностью наматывания на себя шланга (80) подачи топлива при взлете ракеты-носителя (100).
2. Система (1) заправки топливом по п. 1, отличающаяся тем, что система (210) уборки содержит блок (215) управления уборкой, выполненный с возможностью управления уборкой шланга (80) подачи топлива в зависимости от одного или более из следующего:
взлетной дистанции (d) ракеты-носителя (100); и/или
профиля (CL) ракеты-носителя (100); и/или
угла (α) пуска ракеты-носителя (100); и/или
профиля (СТ) пусковой вышки (200);
чтобы постоянно поддерживать промежуток между системой (1) заправки топливом и ракетой-носителем (100).
3. Система (1) заправки топливом по п. 1, отличающаяся тем, что предварительная скручивающая нагрузка приложена к шланговому барабану (212) с тем, чтобы приложить заданное натяжение к шлангу (80) подачи топлива.
4. Система (1) заправки топливом по п. 3, отличающаяся тем, что место крепления шланга (80) подачи топлива к ракете-носителю (100) смещено вертикально вверх на некоторое расстояние (h) относительно указанного места (213) стыковки со шлангом на стороне вышки, и/или указанная предварительная скручивающая нагрузка, приложенная к шланговому барабану (212), сконфигурирована таким образом, чтобы обеспечить расположение шланга (80) подачи топлива сверху вниз для осуществления самопроизвольной промывки шланга (80) подачи топлива.
5. Система (1) заправки топливом по любому из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что шланг (80) подачи топлива выполнен с возможностью разъемного соединения с ракетой-носителем (100) при помощи криогенного соединителя (10), при этом криогенный соединитель (10) выполнен с возможностью отсоединения при взлете ракеты-носителя (100).
6. Система (1) заправки топливом по п. 5, отличающаяся тем, что шланг (80) подачи топлива выполнен с возможностью отсоединения от ракеты-носителя (100) при помощи каната (70), у которого первый конец (70.1) присоединен к криогенному соединителю (10), а противоположный второй конец (70.2) присоединен к пусковой вышке (200), при этом канат (70) воздействует на отсоединяющее устройство криогенного соединителя (10) во время взлета ракеты-носителя (100).
7. Система (1) заправки топливом по п. 6, отличающаяся тем, что уборка шланга (80) подачи топлива системой (210) уборки запускается в результате резкого падения натяжения указанного каната (70) из-за отсоединения криогенного соединителя (10) при достижении ракетой-носителем (100) вертикальной взлетной пороговой дистанции (D).
8. Система заправки топливом (1) по любому из предыдущих пунктов, отличающаяся тем, что предусмотрена система фиксации шланга для фиксации шланга (80) подачи топлива после взлета ракеты-носителя (100) для обеспечения надежной фиксации шланга (80) подачи топлива в убранном положении.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP14153673.0 | 2014-02-03 | ||
| EP14153673.0A EP2902326B1 (en) | 2014-02-03 | 2014-02-03 | Cryogenic fuelling system |
| PCT/EP2015/051915 WO2015114087A1 (en) | 2014-02-03 | 2015-01-30 | Cryogenic fuelling system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2682110C1 true RU2682110C1 (ru) | 2019-03-14 |
Family
ID=50030160
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016133741A RU2682110C1 (ru) | 2014-02-03 | 2015-01-30 | Криогенная система заправки топливом |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20160340062A1 (ru) |
| EP (1) | EP2902326B1 (ru) |
| JP (1) | JP6463770B2 (ru) |
| KR (1) | KR20160149186A (ru) |
| CN (1) | CN106061844B (ru) |
| AU (1) | AU2015212819A1 (ru) |
| BR (1) | BR112016017846A2 (ru) |
| CA (1) | CA2938061A1 (ru) |
| IL (1) | IL246948B (ru) |
| RU (1) | RU2682110C1 (ru) |
| WO (1) | WO2015114087A1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2775088C1 (ru) * | 2022-04-04 | 2022-06-28 | Владимир Дмитриевич Куликов | Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10907580B2 (en) * | 2019-03-27 | 2021-02-02 | John Vollmer | Method and apparatus for providing external fuel to a rocket |
| CN110386268B (zh) * | 2019-07-04 | 2020-09-15 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | 用于运载火箭加注连接器的脱落牵制系统 |
| CN112484570A (zh) * | 2020-12-07 | 2021-03-12 | 北京航天发射技术研究所 | 一种箭地连接系统及使用方法 |
| CN112758352B (zh) * | 2020-12-29 | 2022-05-24 | 北京中科宇航技术有限公司 | 用于火箭发射架的辅助脱拔装置 |
| CN112510452A (zh) * | 2021-02-07 | 2021-03-16 | 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 | 运载火箭的分离绳索、电缆连接组件及运载火箭 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS63171300U (ru) * | 1987-04-30 | 1988-11-08 | ||
| US5404923A (en) * | 1993-05-26 | 1995-04-11 | Rockwell International Corporation | Apparatus for automated fueling of a launch vehicle |
| RU2298512C1 (ru) * | 2005-09-26 | 2007-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Устройство отвода коммуникаций с разъемным соединением |
| RU2457162C1 (ru) * | 2010-12-30 | 2012-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Устройство отвода коммуникаций с разъемным соединением |
Family Cites Families (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1575337A (en) * | 1925-01-07 | 1926-03-02 | Willie Mack Singleton | Self-winding hose reel |
| US1746995A (en) * | 1927-04-07 | 1930-02-11 | Alrah B Edwards | Automatic hose winder |
| USRE18016E (en) * | 1927-07-05 | 1931-03-31 | woodford | |
| US2150025A (en) * | 1936-09-21 | 1939-03-07 | Sf Bowser & Co Inc | Dispensing apparatus |
| US2225859A (en) * | 1938-04-09 | 1940-12-24 | Daniel W Cox | Dispensing device |
| US2340630A (en) * | 1941-01-30 | 1944-02-01 | Equi Flow Inc | Fluid dispensing device |
| US2986364A (en) * | 1959-01-06 | 1961-05-30 | Walter H Vestal | Pump hose handling apparatus |
| US3444779A (en) * | 1968-02-14 | 1969-05-20 | Us Army | Lanyard retract apparatus for an umbilical cable assembly |
| US3593613A (en) * | 1969-02-25 | 1971-07-20 | Oscar L Davis | Adjusting tool |
| JPS5664999A (en) * | 1979-10-19 | 1981-06-02 | Tokico Ltd | Lubricating system |
| US4735167A (en) * | 1985-06-03 | 1988-04-05 | Brian Watt Associates, Inc. | Offshore mooring/loading system |
| JP3323932B2 (ja) * | 1992-08-06 | 2002-09-09 | 宇宙開発事業団 | 低温液化ガス供給管の接続装置 |
| SE503461C2 (sv) * | 1995-05-24 | 1996-06-17 | Combi Box System Scandinavia A | Servicesystem vid dockningsplatser för flygplan |
| CN2258497Y (zh) * | 1995-11-23 | 1997-07-30 | 莱芜钢铁总厂炼钢厂 | 流体软管自动收放装置 |
| US5727765A (en) * | 1996-07-16 | 1998-03-17 | Alvern-Norway A/S | Device for preventing damage to a gas pump filler gun |
| US5924648A (en) * | 1997-10-03 | 1999-07-20 | Lockheed Martin Corporation | System for upending/reclining launch vehicles |
| KR20050061185A (ko) * | 2003-12-18 | 2005-06-22 | 한국항공우주연구원 | 로켓의 엄브리칼 케이블 회수장치 |
| NO333841B1 (no) * | 2006-10-06 | 2013-09-30 | Framo Eng As | Lastesystem |
| FR2943627B1 (fr) * | 2009-03-31 | 2012-11-16 | Snecma | Dispositif de separation des deux parties d'un module d'avitaillement de lanceur |
| FR2958712B1 (fr) * | 2010-04-09 | 2014-02-21 | Ksb Sas | Ligne de transfert de fluide a modules de serrage |
| FR3001200A1 (fr) * | 2013-01-18 | 2014-07-25 | Latecoere | Bras d'avitaillement ombilical de fusee dont le dispositif de retrait est conjugue au mouvement de decollage de ladite fusee |
| JP2014218229A (ja) * | 2013-05-10 | 2014-11-20 | 三菱重工業株式会社 | アンビリカル設備 |
| EP2902687B1 (en) * | 2014-02-03 | 2019-04-17 | RUAG Schweiz AG | Cryogenic connector |
-
2014
- 2014-02-03 EP EP14153673.0A patent/EP2902326B1/en not_active Not-in-force
-
2015
- 2015-01-30 JP JP2016549461A patent/JP6463770B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2015-01-30 WO PCT/EP2015/051915 patent/WO2015114087A1/en active Application Filing
- 2015-01-30 CA CA2938061A patent/CA2938061A1/en not_active Abandoned
- 2015-01-30 RU RU2016133741A patent/RU2682110C1/ru active
- 2015-01-30 US US15/112,384 patent/US20160340062A1/en not_active Abandoned
- 2015-01-30 CN CN201580006794.5A patent/CN106061844B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2015-01-30 AU AU2015212819A patent/AU2015212819A1/en not_active Abandoned
- 2015-01-30 KR KR1020167022265A patent/KR20160149186A/ko not_active Application Discontinuation
- 2015-01-30 BR BR112016017846A patent/BR112016017846A2/pt not_active Application Discontinuation
-
2016
- 2016-07-26 IL IL246948A patent/IL246948B/en active IP Right Grant
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS63171300U (ru) * | 1987-04-30 | 1988-11-08 | ||
| US5404923A (en) * | 1993-05-26 | 1995-04-11 | Rockwell International Corporation | Apparatus for automated fueling of a launch vehicle |
| RU2298512C1 (ru) * | 2005-09-26 | 2007-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Устройство отвода коммуникаций с разъемным соединением |
| RU2457162C1 (ru) * | 2010-12-30 | 2012-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Устройство отвода коммуникаций с разъемным соединением |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| A.M. Gosselin. Automated Ground Umbilical Systems (AGUS) Project. NASA Technical Report KSC-2007-068, Conference Paper Space Visions Congress, 26.04.2007 [онлайн] [найдено 2018-09-03]. Найдено в Интернет URL: http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20130011368.pdf, п.2.1, абзацы 2-11, чертежи. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2775088C1 (ru) * | 2022-04-04 | 2022-06-28 | Владимир Дмитриевич Куликов | Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космической головной частью |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2938061A1 (en) | 2015-08-06 |
| IL246948A0 (en) | 2016-09-29 |
| KR20160149186A (ko) | 2016-12-27 |
| JP2017508654A (ja) | 2017-03-30 |
| US20160340062A1 (en) | 2016-11-24 |
| CN106061844A (zh) | 2016-10-26 |
| IL246948B (en) | 2020-05-31 |
| EP2902326A1 (en) | 2015-08-05 |
| AU2015212819A1 (en) | 2016-08-04 |
| JP6463770B2 (ja) | 2019-02-06 |
| BR112016017846A2 (pt) | 2017-08-08 |
| CN106061844B (zh) | 2018-06-26 |
| EP2902326B1 (en) | 2016-08-24 |
| WO2015114087A1 (en) | 2015-08-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2682110C1 (ru) | Криогенная система заправки топливом | |
| RU2175933C2 (ru) | Средства, способ и система запуска космических аппаратов на основе буксируемого планера (их варианты) | |
| RU2662588C2 (ru) | Устройство удержания бака в летательном аппарате | |
| CN105398583B (zh) | 太空运载火箭海上着陆及相关的系统和方法 | |
| CN103209894B (zh) | 用于氢气注入的氢气罐 | |
| CN110354426B (zh) | 一种多旋翼无人机消防系统设计方法及系统 | |
| US20180265211A1 (en) | In-flight transfer of reactant from a towing or carrying airplane to an attached rocket or rocketplane | |
| US20100024189A1 (en) | Systems and Methods for Distributing Loads from Fluid Conduits, Including Aircraft Fuel Conduits | |
| CN103608259A (zh) | 离岸流体输送系统和方法 | |
| GB2514430A (en) | A system and method for transferring fuel in flight from a tanker aircraft to multiple receiver aircraft | |
| US20190168887A1 (en) | In-flight transfer of reactant from a towing or carrying airplane to an attached rocket or rocketplane | |
| EP3286133A1 (en) | Deployable connection and emergency release system | |
| RU2203198C2 (ru) | Устройство, используемое при запуске ракет | |
| WO2009048666A2 (en) | Air launch and recovery pylon | |
| RU2401779C1 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
| RU2674640C1 (ru) | Авиационный комплекс обнаружения и тушения очагов возгорания и способ его применения | |
| WO2001008975A1 (fr) | Systeme aerospatial | |
| RU2420431C2 (ru) | Космический аппарат гибкой компоновки для дополнительного полезного груза | |
| RU2085449C1 (ru) | Способ вывода воздушно-космического самолета в космос и система для его осуществления | |
| RU163251U1 (ru) | Устройство вертолетной внешней подвески для швартовки беспилотного самолета | |
| RU2258639C1 (ru) | Способ воздушного старта беспилотных летательных аппаратов и система внешней подвески для его осуществления | |
| RU2085448C1 (ru) | Способ доставки грузов в космос и система для его осуществления | |
| EP2902687A1 (en) | Cryogenic connector | |
| 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 | |
| RU2729912C1 (ru) | Универсальная космическая транспортная система на базе семейства ракет космического назначения лёгкого, среднего и тяжёлого классов с запуском ракет-носителей над акваторией мирового океана |