RU2012129626A - METHOD FOR DOWN THE SEPARATE PART OF THE STAGE OF THE SPACE MISSILE ROCKET AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION - Google Patents
METHOD FOR DOWN THE SEPARATE PART OF THE STAGE OF THE SPACE MISSILE ROCKET AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION Download PDFInfo
- Publication number
- RU2012129626A RU2012129626A RU2012129626/11A RU2012129626A RU2012129626A RU 2012129626 A RU2012129626 A RU 2012129626A RU 2012129626/11 A RU2012129626/11 A RU 2012129626/11A RU 2012129626 A RU2012129626 A RU 2012129626A RU 2012129626 A RU2012129626 A RU 2012129626A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- separating part
- propulsion system
- rocket
- stage
- compartment
- Prior art date
Links
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
1. Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения, основанный на ориентации, стабилизации и управляемом движении отделяющейся части за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива в баках отделяющейся части на основе их газификации и подачи в газовую ракетную двигательную установку спуска, при этом управление движением центра масс и вокруг центра масс отделяющейся части осуществляют отклонениями поворотных камер газовой реактивной двигательной установки с помощью приложения импульса скорости, отличающийся тем, что после приложения импульса скорости осуществляют членение конструкции отделяющейся части, по месту соединения маршевой двигательной установки с остальными отсеками отделяющейся части, с помощью направленного взрыва.2. Способ по п.1, отличающийся тем, что импульс скорости, прикладываемый к центру масс отделяющейся части ступени ракеты космического назначения, рассчитывают из условия спуска отсека маршевой двигательной установки в заданную точку прицеливания на поверхности Земли, по формуле:, гдеµ - гравитационная постоянная Земли,r, r- соответственно, радиусы апогея и перигея орбиты спуска маршевой двигательной установки отделяющейся части.3. Отделяющаяся часть ступени ракеты космического назначения на жидких компонентах ракетного топлива, включающая в свой состав топливный отсек, силовой отсек, на верхнем днище которого установлены поворотные камеры газового ракетного двигателя, а на нижнем днище установлена маршевая двигательная установка, отличающаяся тем, что на нижнем днище силового отсека размещен удлиненный кумуля1. The method of launching the separating part of the stage of a space rocket, based on the orientation, stabilization and controlled movement of the separating part due to the energy contained in the undeveloped residues of the components of the liquid fuel in the tanks of the separating part based on their gasification and supply to the gas rocket propulsion launch vehicle, this control the movement of the center of mass and around the center of mass of the separating part is carried out by the deviations of the rotary chambers of a gas jet propulsion system using of a velocity pulse, characterized in that after the application of the velocity pulse, the design of the separating part is carried out at the junction of the propulsion system with the remaining compartments of the separating part using a directional explosion. 2. The method according to claim 1, characterized in that the velocity impulse applied to the center of mass of the separating part of the stage of the space rocket is calculated from the condition that the compartment of the propulsion system is lowered to a given aiming point on the Earth’s surface, according to the formula:, where µ is the Earth’s gravitational constant, r, r-, respectively, the radii of the apogee and perigee of the descent orbit of the marching propulsion system of the separating part. 3. The detachable part of the stage of a space rocket on the liquid components of rocket fuel, which includes a fuel compartment, a power compartment, on the upper bottom of which there are mounted rotary chambers of a gas rocket engine, and a marching propulsion system installed on the lower bottom, characterized in that on the lower bottom of the power compartment placed elongated cumulus
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012129626/11A RU2506206C1 (en) | 2012-07-12 | 2012-07-12 | Method of descending space rocket stage separation part and device to this end |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012129626/11A RU2506206C1 (en) | 2012-07-12 | 2012-07-12 | Method of descending space rocket stage separation part and device to this end |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012129626A true RU2012129626A (en) | 2014-01-20 |
RU2506206C1 RU2506206C1 (en) | 2014-02-10 |
Family
ID=49944971
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012129626/11A RU2506206C1 (en) | 2012-07-12 | 2012-07-12 | Method of descending space rocket stage separation part and device to this end |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2506206C1 (en) |
Families Citing this family (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP6256196B2 (en) * | 2014-05-28 | 2018-01-10 | 株式会社Ihi | Rocket control device |
RU2581894C1 (en) * | 2015-02-10 | 2016-04-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Method of descending separated space rocket stage and device therefor |
RU2643073C1 (en) * | 2016-03-02 | 2018-01-30 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Method of descent of separating part of launch vehicle |
RU2746473C1 (en) * | 2020-05-13 | 2021-04-14 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Method for lowering launch vehicle stage accelerator during emergency shutdown of liquid rocket engine and device for its implementation |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6036144A (en) * | 1997-10-03 | 2000-03-14 | Lockheed Martin Corporation | Mass producible launch system |
RU2353554C2 (en) * | 2006-12-06 | 2009-04-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Communication separation device |
RU2414391C1 (en) * | 2009-06-22 | 2011-03-20 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" | Method of descending space rocket stage separation part and device to this end |
RU96096U1 (en) * | 2009-09-25 | 2010-07-20 | Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева" | MODULE TYPE CARRIER ROCKET (OPTIONS) AND ROCKET MODULE |
-
2012
- 2012-07-12 RU RU2012129626/11A patent/RU2506206C1/en not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2506206C1 (en) | 2014-02-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2012129626A (en) | METHOD FOR DOWN THE SEPARATE PART OF THE STAGE OF THE SPACE MISSILE ROCKET AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION | |
Ulamec et al. | Rosetta Lander—Philae: Implications of an alternative mission | |
GB2555068A (en) | Re-usable launch system and vehicle | |
JP2014141108A (en) | Orbit plane control method for satellite | |
DeLuca et al. | Active removal of large massive objects by hybrid propulsion module | |
RU2472679C1 (en) | Method of launching nanosatellites payload coproduct and device to this end | |
EA201800476A2 (en) | SPACE PLATFORM | |
RU2619486C2 (en) | Method of launching spacecrafts into geostationaty orbit using electric propulsion engines | |
Belokonov et al. | Selection of project structure for nanosatellite propulsion system | |
Foelsche et al. | Progress on the development of a freeflight atmospheric scramjet test technique | |
CN107908105A (en) | A kind of rope system assembly towing removing method based on thruster switch control | |
Johnson et al. | Electrodynamic propulsion system tether experiment (T-REX) | |
RU2012136307A (en) | METHOD FOR REMOVING THE SEPARATED PART OF THE STAGE OF THE CARRIER ROCKET FROM THE USE OF THE USEFUL LOAD AND THE DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION | |
Shotwell et al. | A Mars Ascent Vehicle for potential mars sample return | |
Lascombes et al. | Electric Propulsion for Small Satellites. A case study | |
RU140953U1 (en) | NANO-SATELLITE SEPARATION DEVICE AS A POSITIVE LOAD | |
RU2009116790A (en) | METHOD FOR RELEASING ADDITIONAL USEFUL LOAD AND SPACE DEVICE OF FLEXIBLE ASSEMBLY FOR ITS IMPLEMENTATION | |
RU2010113169A (en) | METHOD FOR CONTROLING SPACE MISSILES | |
RU2012108021A (en) | METHOD FOR SHOCK IMPACT ON DANGEROUS SPACE OBJECTS AND DEVICE FOR ITS IMPLEMENTATION | |
Mingotti et al. | Hybrid Propulsion Transfers for Mars Science Missions | |
RU2428358C1 (en) | Space head for group launch of satellites | |
RU2725638C1 (en) | Method of changing asteroid orbit using its own resources as fuel for rocket engine installed thereon | |
RU2569966C1 (en) | Spaceship head | |
Trushlyakov | Development of means for space debris de-orbiting on the basis of separating parts of upper stages of the space launcher vehicle with liquid propulsion engine | |
RU101010U1 (en) | WATER MOTOR |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160713 |