RU2746473C1 - Способ спуска ускорителя ступени ракеты-носителя при аварийном выключении жрд и устройство для его реализации - Google Patents

Способ спуска ускорителя ступени ракеты-носителя при аварийном выключении жрд и устройство для его реализации Download PDF

Info

Publication number
RU2746473C1
RU2746473C1 RU2020115740A RU2020115740A RU2746473C1 RU 2746473 C1 RU2746473 C1 RU 2746473C1 RU 2020115740 A RU2020115740 A RU 2020115740A RU 2020115740 A RU2020115740 A RU 2020115740A RU 2746473 C1 RU2746473 C1 RU 2746473C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel
tanks
aed
control
css
Prior art date
Application number
RU2020115740A
Other languages
English (en)
Inventor
Валерий Иванович Трушляков
Владислав Александрович Урбанский
Вадим Вячеславович Юдинцев
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ)
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 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ)
Priority to RU2020115740A priority Critical patent/RU2746473C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2746473C1 publication Critical patent/RU2746473C1/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
    • B64C15/14—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being other than main propulsion jets
    • 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
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ спуска ускорителя ступени (УС) ракеты-носителя (РН) при аварийном выключении жидкостного ракетного двигателя (АВД) в заданный район падения основан на стабилизации УС. Управление движением выполняется за счёт сброса продуктов газификации из баков горючего и окислителя через регулируемую газореактивную систему (ГРС). Перед пуском РН рассчитывают варианты программы управления функционированием бортовых систем и движением УС нижней и верхней ступеней, соответственно УСн и УСв. При достижении УСн и/или УСв высоты порядка 5 км обеспечивают управляемое вскрытие топливных баков. Устройство для реализации способа включает в свой состав систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива. Кроме того, в него включены газореактивная система сброса в каждом топливном баке, электрическая связь между системами управления УСн и УСв и система принудительного закрытия дренажных клапанов по команде из системы управления. Достигается снижение техногенного воздействия на окружающую среду. 2 н.п. ф-лы, 5 ил., 1 табл.

Description

Группа изобретений относится к ракетно-космической технике и может быть использована при спуске ускорителя ступени (УС) ракеты-носителя (РН) с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД), например, для двухступенчатой РН, как нижнего ускорителя ступени (УСн), верхнего ускорителя ступени (УСв), а также связки «УСн + УСв» в случае аварийного выключения ЖРД на участке выведения РН.
Известны технические решения на основе многоразовых УСн, которые в частных случаях могут решать задачи спуска отделившихся УС в аварийных ситуациях, см., например, [1] G. Webb, K. Milyayev, O. Sokolov A comparative assessment of various methods for recovering reusable lower stages// 67th International Astronautical Congress, Guadalajara, Mexico. 2016. IAC-16-D2-6-5.
Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является группа изобретений по способу спуска отделяющейся части ступени РН и устройство для его реализации по патенту РФ №2581894, МПК В64G 1/26, В64C 15/14, основанный на стабилизации отделяющейся части (ОЧ) в статически устойчивом положении, использовании энергетики, заключенной в невыработанных остатках жидких компонентов ракетного топлива на основе их газификации, обеспечении углового положения в пространстве, соответствующего минимальному углу атаки при входе ее в плотные слои атмосферы, отличающийся тем, что после отделения ОЧ управление спуском в заданный район падения осуществляют на атмосферном участке траектории спуска ОЧ за счет аэродинамического маневра, при этом управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ осуществляют путем раздельного сброса продуктов газификации из баков горючего и окислителя через регулируемые сопла газореактивной системы, после завершения маневра осуществляют безмоментный сброс оставшихся продуктов газификации из баков через сопла сброса газореактивной системы.
Отделяющаяся часть ракеты космического назначения, включающая в свой состав систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива, в плоскостях стабилизации тангажа, рыскания, крена на максимальном удалении от центра масс установлены по 2 сопла сброса противоположно друг другу, соединенные магистралями подачи продуктов газификации через пиромембраны, регулируемые клапана с соответствующими баками.
К основному недостатку этого технического решения относится не учёт возможности аварийного выключения двигателя (АВД), которая в дальнейшем обозначается для участка выведения нижней ступени АВДн и АВДв для верхней ступени. В общем случае, когда речь идёт об обоих участках выведения используется сокращение АВДн,в. В процессе полёта отделяющейся части1, которая в дальнейшем обозначается как УСн, УСв, а в общем случае УСн и/или УСв, что может привести к неуправляемому падению УСн и/или УСв со значительными массами невыработанного жидкого ракетного топлива на поверхность Земли по трассе пуска РН и, соответственно, к значительному экологическому ущербу (1 к понятию отделяющейся части РН кроме отработавших ускорителей ступеней относятся створки головного обтекателя, хвостовые и межступенные отсеки).
Техническим результатом предлагаемого технического решения является значительное снижение техногенного воздействия на окружающую среду при аварийном выключении ЖРД в процессе выведения РН.
Указанный технический результат достигается за счет того, что в известный способ спуска УС с ЖРД в заданный район падения, основанный на стабилизации УС при движении по траектории спуска и использовании энергетики, заключенной в невыработанных остатках жидких компонентов ракетного топлива на основе их газификации, после отделения УС управление движением при спуске УС в район падения за счёт сброса продуктов газификации из баков горючего и окислителя через регулируемые газореактивные сопла (ГРС), предлагается внести следующие действия:
1) перед пуском РН рассчитывают варианты программы управления функционированием бортовых систем и движением УСн и/или УСв, в том числе:
1а) участки на штатной траектории выведения РН, где возможны аварийные выключения ЖРД ускорителей нижней или верхней ступени (АВДн,в),
1б) соответствующие возможные множества районов падения по трассе пуска
Figure 00000001
 с минимальным экологическим ущербом,
1в) программы управления движением УСн и/или УСв при спуске для каждого участка траектории выведения РН, в которой произошло АВДн,в, в соответствующие районы падения
Figure 00000002
 ,
1г) выбирают тягу сопел ГРС для каждого канала стабилизации в каждом баке УСн и/или УСв из условий программы управления функционированием и управления движением, количества топлива в баках, прочности топливного бака, нагруженного давлением поступающих газов теплоносителя, газом наддува, паров компонента топлива, с учётом внешних теплопритоков;
2) при движении РН по траектории выведения при прохождении команды на АВДн,в определяют соответствующий расчётный вариант программы функционирования бортовых систем и управления движением УСн и/или УСв,
3) принудительно закрывают штатные дренажные клапаны в баках УСн и/или УСв,
4) запускают системы газификации в баках УСн и/или УСв и осуществляют функционирование бортовых систем и управление движением УСн и/или УСв по аварийной программе, соответствующей конкретному интервалу траектории выведения, на котором произошло АВДн,в,
5) при достижении УСн и/или УСв высоты порядка 5 км, осуществляют управляемое вскрытие топливных баков УСн, УСв путём повышения величины давления наддува в каждом из топливных баках до разрушающего значения.
Устройство для реализации предлагаемого способа
В качестве прототипа принимается устройство по патенту РФ №2581894, МПК В64G 1/26, В64C 15/14, в состав которого входят система управления и навигации, топливный отсек, система газификации жидких остатков топлива, ГРС продуктов газификации в каждом топливном баке для каждого канала стабилизации.
Ускоритель ступени РН для реализации предлагаемого способа, включающий в свой состав систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива, газореактивные сопла, установленные в плоскостях стабилизации в каждом топливном баке, согласно заявляемому изобретению в состав УС вводят электрическую связь между системами управления УСн и УСв, систему принудительного закрытия дренажных клапанов в каждом баке.
Для пояснения действий способа приведены следующие иллюстрации.
На фиг. 1 приведены возможные интервалы на участках выведения первой ступени РН (t0; tI-II) – АВДн: t I ,1 , t I , k и второй ступени РН (tI-II; tII,n) – АВДв: t II , k , t II , n -1 с соответствующими аварийными районами падения SI,1, SII,1, SII,k.
На фиг. 2 приведена схема реализации предлагаемого способа на примере 6 (шести) базовых сценариев.
На фиг. 3 приведены районы аварийного падения (АРП) в выделенной зоне для УСн с минимальной стоимостью возмещения экологического ущерба окружающей среде вдоль трассы пуска. АВД1, АВД2, АВД3 – примеры точек по трассе полета первой ступени РН в которых произошло АВДн (стрелками от точек показаны направления на зоны аварийного падения с минимальной стоимостью возмещения экологического ущерба); А(tI,k) – границы интервалов на трассе выведения, на которых возможно АВДн; РП1 – штатный район падения УСн; S k – возможные аварийные районы падения УСн.
На фиг. 4 приведена конструкция УСн РН с запасами топлива в баках до 50%: 1 – маршевый ЖРД; 2 – бак окислителя «О»; 3 – бак горючего «Г»; 4 – жидкие остатки кислорода; 5 – жидкие остатки метана; 6, 7 – управляемые клапаны подачи перекиси водорода в баки «О» 2 и «Г» 3; 8 – ёмкость с перекисью водорода с управляемой мембранной системой подачи на систему каталитического разложения; 9, 10 – каталитические системы в баках «О» 2 и «Г» 3 для получения теплоносителя; 11, 12 – газореактивные сопла сброса парогазовой смеси (ПГС) из баков «О» 2 и «Г» 3; 13, 14 – управляемые клапаны сброса ПГС из баков «О» 2 и «Г» 3 в газореактивную систему стабилизации; 15, 16 – управляемые дренажные клапаны.
На фиг. 5 приведен пример программного движения (вариант на этапе работы I ступени: а) изменения высоты в зависимости от дальности; б) изменение программного курсового угла в зависимости от дальности. На рисунках графики изменения указанных параметров при баллистическом спуске и при управляемом движении в выбранный район падения, смещенный относительно баллистической точки падения на 50 км по дальности и 30 км по курсу на примере РН типа «Союз-2.1.в».
Обоснование действий способа и устройства
1) перед пуском РН рассчитывают варианты программ управления функционированием бортовых систем и движением УС н и/или УС в , в том числе:
1а) участки на штатной траектории выведения РН, где возможны аварийные выключения ЖРД ускорителей нижней или верхней ступени: АВД н , АВД в , (АВД н,в )
При АВДн,в на этапах траектории выведения РН возможны следующие варианты аварийных ситуаций, приведённые в табл. 1. В таблице обозначены:
Figure 00000003
– момент старта РН,
Figure 00000004
– интервал времени после старта РН, в течение которого заблокировано АВД для безопасного увода аварийной РН со старта;
Figure 00000005
– время на этапе работы I ступени с момента которого возможно довыведение полезной нагрузки (ПН) на замкнутую орбиту РБ2 ступени в случае АВД ЖРД I ступени и аварийном разделении ступеней;
Figure 00000006
– момент разделения ступеней;
Figure 00000007
– время на этапе работы II ступени с момента которого возможно довыведение ПН на замкнутую орбиту при помощи ГРС в случае АВД;
Figure 00000008
– время вывода ПН на орбиту.
Таблица 1 – Перечень возможных базовых аварийных ситуаций на участках выведения первой и второй ступеней РН.
№ Аварийная ситуация
I.1 АВДн: довыведение ПН на орбиту невозможно (
Figure 00000009
I.2 АВДн: довыведение ПН на орбиту невозможно. Необходим увод II ступени РН на максимальное расстояние по трассе полета. (
Figure 00000010
I.3 АВДн: возможно довыведение ПН на орбиту при помощи УСв. (
Figure 00000011
)
II.1 АВДв: нештатное разделение ступеней РН. (
Figure 00000012
II.3 АВДв: на участке работы II ступени. (
Figure 00000013
II.3 АВДв: момент близкий к моменту отделения ПН. (
Figure 00000014
)
1б) соответствующие возможные множества районов падения по трассе пуска
Figure 00000001
 с минимальным экологическим ущербом,
На фиг. 3 приведены возможные выделенные аварийные районы падения S ki для УСн; штатный район падения (РП1) для УСн; АВД1, АВД2, АВД3 – примеры точек по трассе полета первой ступени РН в которых произошло АВДн (стрелками от точек показаны направления на зоны аварийного падения с минимальной стоимостью возмещения экологического ущерба); А(tI,k) – границы интервалов на трассе выведения, на которых возможно АВДн.
Аварийные районы падения выбираются из условия минимизации затрат на восстановление нанесённого экологического ущерба, что является самостоятельной задачей, например, кн. [1] ГОСТ-Р 52985-2008 Национальный стандарт РФ. Экологическая безопасность ракетно-космической техники, кн. [2] Экологические проблемы и риски воздействий ракетно-космической техники на окружающую природную среду. Справочное пособие, под общей редакцией Адушкина В.В., Козлова С.И., Петрова А.В. М: Изд. «Анкил», 2000, 640 с.
1в) программы управления движением УС н и/или УС в при спуске для каждого участка траектории выведения РН, в которой произошло АВД н,в , в соответствующие множества районов падения
Figure 00000002
 ,
Управление движением (программные углы тангажа, рыскания, вращения) на траектории спуска осуществляется выбором режимов работы сопел ГРС, обеспечивающих движение по попадающей траектории для УСн и/или УСв в выделенные
Figure 00000002
. Расчёт попадающей траектории и, соответственно, программа управления движением проводится на основе традиционных методов баллистики, например, [3] Р. Ф. Аппазов, С.С. Лавров, В.П. Мишин Баллистика управляемых ракет дальнего действия. М., Наука, 1966 г. Возможно и применение современных методов, например, [4] M. A. Patterson, A. V. Rao, Gpops-ii: A matlab software for solving multiple-phase optimal control problems using hp-adaptive Gaussian quadrature collocation methods and sparse nonlinear programming, ACM. Trans. Math. Softw. 41 (1) (2014) 1:1 1:37. doi:10.1145/2558904.
1г) выбирают тягу сопел ГРС для каждого канала стабилизации в каждом баке УС н,в из условий программы управления функционированием и управления движением, количества топлива в баках, прочности топливного бака, нагруженного давлением поступающих газов теплоносителя, газом наддува, паров компонента топлива, с учётом внешних теплопритоков.
Для штатного варианта работы УСн и/или УСв тяги сопел ГРС выбираются из условия обеспечения углового манёвра за заданный интервал времени, стабилизации УСн и/или УСв относительно программной траектории спуска для минимизации разброса точек падения УСн и/или УСв в штатный район падения, при этом остатки топлива в баках составляли до 5% от начальной заправки.
При АВД необходимо решение других задач: а) обеспечение падения УСн и/или УСв в выделенный аварийные районы
Figure 00000002
; б) выработка максимального количества топлива; в) минимизация последствия АВД на окружающую среду. Соответственно, тяги ГРС, обеспечивающие управление движением центра масс в продольной плоскости и создающие импульс в направлении импульса ЖРД, т.е. в направлении полезной нагрузки, должны обеспечить максимально возможную тягу.
В других каналах стабилизации тяга ГРС определяется из условия заданной длительности манёвров разворота УС.
В связи с тем, что высотные сопла Лаваля при их использовании в ГРС при величине тяги, равной 1,0 т могут достигать значительных размеров (в рассматриваемом примере на РН типа «Союз-2.1.в» диаметр критического сечения 0,15 м, а по длине до 0,45 м, их компоновка в конструкции УСн и/или УСв затруднена, т.к. приводит к существенному изменению облика системы, увеличению аэродинамического сопротивления. В этой связи принято решение отказаться от их использования и ограничиться отверстиями сброса, что приводит к снижению величины тяги на 10 – 12%.
Возможен выбор диаметров критического сечения отверстий в каналах угловой стабилизации из условия максимального расхода топлива и безмоментного сброса парогазовой смеси, например, включение всех отверстий сброса, а их количество для УСн из 2 баков достигает: 2*4*4 = 32 сопла, соответственно, для УСв также 32 сопла (фиг. 4). Из этих 32 сопел на каждом УС продольных с повышенной тягой 8 шт., например, с тягой ~1,0 тс, остальные 24 шт. с тягой, например, 200 кгс.
2) при движении РН по траектории выведения при прохождении команды на АВД н,в определяют соответствующий расчётный вариант программы функционирования бортовых систем и управления движением УС н и/или УС в
При возникновении АВД информация сразу же появляется в системе управления и автоматически определяется соответствующий вариант программы функционирования бортовых систем и управления УСн и/или УСв из соответствующего массива, который хранится в памяти бортовой вычислительной машине.
3) принудительно закрывают штатные дренажные клапаны в баках УС н и/или УС в ,
Принудительное закрытие штатных дренажных клапанов в баках аварийных УС необходимо из-за повышения давления в баках с целью увеличения тяги ГРС, например, штатное давление в баках системой наддува поддерживается ~ 3 атм., прочность баков позволяет поднять давление до 5 – 6 атм. Создание такого давления в баке позволяет существенно увеличить тягу ГРС.
4) запускают системы газификации в баках УС н и/или УС в и осуществляют функционирование бортовых систем и управление движением УС н и/или УС в по аварийной программе, соответствующей конкретному интервалу траектории выведения, на котором произошло АВД н,в ,
Позиция соответствует прототипу, лишь с тем отличием, что функционирование бортовых систем и управление движением УСн и/или УСв по аварийной программе, соответствующей конкретной точке АВДн,в
5) при достижении УС н и/или УС в высоты порядка 5 км, осуществляют управляемое вскрытие топливных баков УСн, УСв путём повышения величины давления наддува в каждом из топливных баках до разрушающего значения.
Для осуществления этой операции определяют текущую газопроизводительность системы газификации, текущие давление в баке и момент времени для каждого бака, когда следует закрыть клапаны системы ГРС в каждом баке, возможное увеличение подачи теплоносителя, увеличение внешнего теплового потока путём разворота УСн и/или УСв.
Предполагается, что рассеяние кислорода и метана в атмосфере предпочтительнее по сравнению с падением на поверхность грунтов, т.к. высокая вероятность взрыва и пожара наземной растительности при ударе УС с остатками топлива.
Таким образом, предлагаемая группа изобретений позволяет
а) многократно уменьшить остатки масс жидкого топлива в баках за счёт работы системы газификации; б) привести УСн и/или УСв в выделенные аварийные районы падения; в) организовать управляемый выброс компонентов топлива в атмосферу (кислород, сжиженный метан не представляют существенной экологической опасности) за вскрытия баков тем самым существенно сократить негативные экологические последствия в районе падения аварийных УСн и/или УСв.
Данное техническое решение создано в рамках выполнения научно-исследовательских работ по ГЗ №2019-0251 от 02.03.2020г.

Claims (2)

1. Способ спуска ускорителя ступени (УС) ракеты-носителя (РН) при аварийном выключении жидкостного ракетного двигателя (АВД) в заданный район падения, основанный на стабилизации УС при движении по траектории спуска и использовании энергетики, заключенной в невыработанных остатках жидких компонентов ракетного топлива, на основе их газификации, после отделения УС управление движением при спуске УС в район падения за счет сброса продуктов газификации из баков горючего и окислителя через регулируемую газореактивную систему (ГРС), отличающийся тем, что перед пуском РН рассчитывают варианты программы управления функционированием бортовых систем и движением нижнего ускорителя ступени (УСн) и верхнего ускорителя ступени (УСв), координаты штатной траектории выведения РН, где возможны АВД ускорителей нижней или ускорителей верхней ступеней (АВДн,в), соответствующие возможные множества районов падения по трассе пуска
Figure 00000015
с минимальным экологическим ущербом, программы управления движением УСн и/или УСв при спуске для каждого участка траектории выведения РН, в которой произошло АВДн,в, в соответствующие
Figure 00000016
, выбирают тяги ГРС для каждого канала стабилизации в каждом баке УСн и/или УСв из условий программы управления функционированием и управления движением, количества топлива в баках, прочности топливного бака, нагруженного давлением поступающих газов теплоносителя, газом наддува, паров компонента топлива, с учетом внешних теплопритоков, при движении РН по траектории выведения при прохождении команды на АВДн,в определяют соответствующий расчетный вариант программы функционирования бортовых систем и управления движением УСн и/или УСв, принудительно закрывают штатные дренажные клапаны в баках УСн и/или УСв, запускают системы газификации в баках УСн и/или УСв и осуществляют функционирование бортовых систем и управление движением УСн и/или УСв по аварийной программе, соответствующей конкретному интервалу траектории выведения, на котором произошло АВДн,в, при достижении УСн и/или УСв высоты порядка 5 км обеспечивают управляемое вскрытие топливных баков УСн и/или УСв путем повышения величины давления наддува в топливных баках до разрушающего значения.
2. Устройство для реализации способа по п. 1, включающее в свой состав систему управления и навигации, топливный отсек, систему газификации жидких остатков топлива, газореактивную систему сброса в каждом топливном баке, отличающееся тем, что в состав вводят электрическую связь между системами управления УСн и УСв и систему принудительного закрытия дренажных клапанов по команде из системы управления.
RU2020115740A 2020-05-13 2020-05-13 Способ спуска ускорителя ступени ракеты-носителя при аварийном выключении жрд и устройство для его реализации RU2746473C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020115740A RU2746473C1 (ru) 2020-05-13 2020-05-13 Способ спуска ускорителя ступени ракеты-носителя при аварийном выключении жрд и устройство для его реализации

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020115740A RU2746473C1 (ru) 2020-05-13 2020-05-13 Способ спуска ускорителя ступени ракеты-носителя при аварийном выключении жрд и устройство для его реализации

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2746473C1 true RU2746473C1 (ru) 2021-04-14

Family

ID=75521053

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020115740A RU2746473C1 (ru) 2020-05-13 2020-05-13 Способ спуска ускорителя ступени ракеты-носителя при аварийном выключении жрд и устройство для его реализации

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2746473C1 (ru)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2043954C1 (ru) * 1992-04-01 1995-09-20 Конструкторское бюро "Салют" Способ спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону и устройство для его осуществления
US6036144A (en) * 1997-10-03 2000-03-14 Lockheed Martin Corporation Mass producible launch system
RU2414391C1 (ru) * 2009-06-22 2011-03-20 Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления
RU2475429C1 (ru) * 2011-07-04 2013-02-20 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Образования И Науки Российской Федерации Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения
RU2506206C1 (ru) * 2012-07-12 2014-02-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления
RU2581894C1 (ru) * 2015-02-10 2016-04-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его реализации

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2043954C1 (ru) * 1992-04-01 1995-09-20 Конструкторское бюро "Салют" Способ спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону и устройство для его осуществления
US6036144A (en) * 1997-10-03 2000-03-14 Lockheed Martin Corporation Mass producible launch system
RU2414391C1 (ru) * 2009-06-22 2011-03-20 Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления
RU2475429C1 (ru) * 2011-07-04 2013-02-20 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Образования И Науки Российской Федерации Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения
RU2506206C1 (ru) * 2012-07-12 2014-02-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления
RU2581894C1 (ru) * 2015-02-10 2016-04-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его реализации

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4169132B2 (ja) 低地球軌道にペイロードを打ち上げるための装置
US11649070B2 (en) Earth to orbit transportation system
RU2414391C1 (ru) Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления
US20070012821A1 (en) Launch vehicle crew escape system
US3350886A (en) Process and device for stabilizing and guiding a rocket-propelled ballistic vehicle
US8727283B2 (en) Launch abort and orbital maneuver system
CN112344807B (zh) 运载火箭
US20230399997A1 (en) Rocket propulsion systems and associated methods
CN1270304A (zh) 一次性使用的运载火箭
RU2746473C1 (ru) Способ спуска ускорителя ступени ракеты-носителя при аварийном выключении жрд и устройство для его реализации
Sippel et al. A viable and sustainable European path into space–for cargo and astronauts
US9403605B2 (en) Multiple stage tractor propulsion vehicle
US8800934B1 (en) Space access system with reusable booster
EP1211177B1 (en) Aerospace system
CN117589008A (zh) 固液混合动力的运载火箭及其发射方法
RU96096U1 (ru) Ракета-носитель модульного типа (варианты) и ракетный модуль
CN217716156U (zh) 一种锥顶罩拉式回收亚轨道运载火箭
RU2522536C1 (ru) Способ газификации жидкого ракетного топлива в баке ракеты и устройство для его реализации
Bonnal et al. Ariane debris mitigation measures
RU2160215C1 (ru) Авиационно-космическая система
RU2484283C2 (ru) Способ утилизации невыработанных остатков компонентов ракетного топлива в отработанных ступенях ракет-носителей
US11377234B2 (en) Reusable space transport vehicle with modular networked rocket propulsion
Sullivan et al. X-34 program overview
Naumann et al. Green, Highly Throttleable and Safe Gelled Propellant Rocket Motors–Application Potentials for In-Space Propulsion
Naumann et al. Design of a hovering sounding rocket stage for measurements in the high atmosphere