RU2270792C1 - Launch complex for preparation and launching of launch vehicles with spacecraft - Google Patents
Launch complex for preparation and launching of launch vehicles with spacecraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2270792C1 RU2270792C1 RU2004123779/11A RU2004123779A RU2270792C1 RU 2270792 C1 RU2270792 C1 RU 2270792C1 RU 2004123779/11 A RU2004123779/11 A RU 2004123779/11A RU 2004123779 A RU2004123779 A RU 2004123779A RU 2270792 C1 RU2270792 C1 RU 2270792C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- launch
- spacecraft
- helium
- complex
- systems
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к стартовым комплексам ракет-носителей космического назначения, и может быть использовано для расширения технологических возможностей, обеспечения высокой эффективности и надежности работы стартового комплекса, ракет-носителей и космических аппаратов путем обеспечения заправки и подпитки сжатым гелием высокой чистоты бортовых шарбаллонов, установленных в криогенных баках ракет-носителей и космических аппаратов.The invention relates to rocket and space technology, and more particularly, to launch complexes of space launch vehicles, and can be used to expand technological capabilities, ensure high efficiency and reliability of the launch complex, launch vehicles and spacecraft by providing refueling and refueling with compressed high-purity helium on-board charballs installed in cryogenic tanks of launch vehicles and spacecraft.
Известны стартовые комплексы 36А, 36В для подготовки и пуска ракеты-носителя «Атлас-Кентавр» (US), содержащие центр управления запуском, транспортно-установочное оборудование, стартовое сооружение эстакадного типа, пусковую систему в виде поворотного пускового стола с лотковым газоотражателем, башню обслуживания, системы заправки компонентами топлива и сжатыми газами, компрессорную станцию, бортовые баллонные батареи с гелием для наддува бака горючего и продувки двигательной установки первой ступени, помещенные в кожух с жидким азотом, который сливается в наземную систему непосредственно перед пуском ракеты-носителя, и все другое необходимое оборудование (см. книгу «Космодром» под общей редакцией профессора А.П.Вольского. М.: Воениздат, 1977, с.81, 141) [8].Known launch complexes 36A, 36B for the preparation and launch of the Atlas-Centaur launcher (US), containing a launch control center, transport and installation equipment, a flyover type launch structure, a launch system in the form of a rotary launch table with a trough gas reflector, a service tower , refueling systems with fuel components and compressed gases, a compressor station, onboard balloon batteries with helium for pressurizing the fuel tank and purging the propulsion system of the first stage, placed in a casing with liquid nitrogen, to which merges into the ground system just before the launch of the launch vehicle, and all other necessary equipment (see the book "Cosmodrome" under the general editorship of Professor A.P. Volsky. M: Military Publishing House, 1977, p. 81, 141) [8] .
К достоинствам известного стартового комплекса следует отнести возможность успешного осуществления запуска космической ракеты-носителя, а к недостаткам - следующее:The advantages of the famous launch complex include the possibility of successfully launching a space launch vehicle, and the disadvantages are the following:
- трудность обеспечения высокой надежности и эффективности работы стартового комплекса и ракеты-носителя из-за сложности сборки и установки ракеты-носителя на пусковую систему механизмами башни обслуживания;- the difficulty of ensuring high reliability and operational efficiency of the launch complex and launch vehicle due to the complexity of the assembly and installation of the launch vehicle on the launch system by the service tower mechanisms;
- вынужденная транспортировка в космос кожуха-балласта снижает эффективность работы ракеты-носителя и не может считаться технически и экономически оправданной;- the forced transportation of the ballast casing into space reduces the efficiency of the launch vehicle and cannot be considered technically and economically justified;
- недостаточно высокая чистота гелия в бортовых баллонных батареях (концентрация загрязнений по опытным данным порядка 3-7 мг/м) приводит к засорению проходных сечений пневмокоммуникации [24], загрязнению горючего и ухудшению характеристик и нарушению режима работы двигательной установки и, в конечном итоге, к невыполнению задач, поставленных перед ракетно-космической системой - ракетой-носителем и космическим аппаратом.- insufficiently high helium purity in on-board balloon batteries (pollution concentration according to experimental data is about 3-7 mg / m) leads to clogging of the pneumatic communication cross-sections [24], fuel pollution and deterioration of characteristics and disruption of the propulsion system and, ultimately, to failure to fulfill the tasks assigned to the space rocket system - the launch vehicle and the spacecraft.
Известен стартовый комплекс №39 Космического центра им. Кеннеди, предназначенный для подготовки и пуска ракеты-носителя «Сатурн-V» с космическим кораблем «Аполлон», содержащий центр управления запуском, гусеничный транспортер, стартовое сооружение эстакадного типа с пусковым стендом и клиновидным газоотражателем, башню обслуживания, стартовую платформу с установленной на ней ракетно-космической системой и кабель-заправочной башней, системы заправки криогенными компонентами топлива, холодильный центр, компрессорную станцию, системы заправки сжатыми газами, системы кондиционирования для подачи воздуха и азота с контролируемой температурой и влажностью к ракетно-космической системе, четыре бортовых баллона (объемом 0,88 м3 каждый) с гелием для наддува бака горючего, установленных внутри кислородного бака первой ступени ракеты-носителя «Сатурн-V» и другое необходимое оборудование [8, с.82; 141; 177-179; 200-201].Famous launch
К достоинствам этого стартового комплекса можно отнести его уникальность как по своим габаритам, так и по насыщенности оборудованием и техническому решению, а к недостаткам - следующие:The advantages of this starting complex can be attributed to its uniqueness both in terms of its dimensions, and in terms of equipment saturation and technical solution, and the following are the disadvantages:
- трудность обеспечения высокой надежности и эффективности работ на стартовом комплексе из-за сложности, большой продолжительности подготовки (14 дней) и трудоемкости операций;- the difficulty of ensuring high reliability and efficiency of work at the launch complex due to the complexity, the long preparation time (14 days) and the complexity of operations;
- низкая чистота гелия в бортовых баллонах (концентрация загрязнений по опытным данным 5-7 мг/м3), возможность засорения бортовой пневмокоммуникации [24] и загрязнения горючего в баке, что может привести к изменению режима работы двигательной установки с нежелательными последствиями;- low purity of helium in the onboard cylinders (the concentration of pollution according to experimental data is 5-7 mg / m 3 ), the possibility of clogging of the on-board pneumocommunication [24] and fuel pollution in the tank, which can lead to a change in the operating mode of the propulsion system with undesirable consequences;
- при заправке охлажденных до криогенных температур бортовых баллонов теплым сжатым гелием высокого давления возможно возникновение теплового удара, способного разрушить стенки бортовых баллонов и вызвать криоудар (наподобие гидроудара) в кислородном баке, что приведет к выходу из строя ракеты-носителя и космического аппарата.- when refueling airborne cylinders cooled to cryogenic temperatures with high-pressure compressed helium, heat shock may occur that can destroy the walls of airborne cylinders and cause a cryo-shock (like a hydro-shock) in an oxygen tank, which will lead to failure of the launch vehicle and the spacecraft.
Указанные недостатки не позволяют использовать стартовый комплекс №39 ни для прототипа, ни для усовершенствования.These shortcomings do not allow to use the launch complex No. 39 neither for the prototype, nor for improvement.
Дальнейший анализ патентов и научно-технической литературы [1-26 и др.] показал, что по технической сущности и достигаемому эффекту наиболее близким к предлагаемому изобретению является стартовый комплекс для подготовки и пуска ракет-носителей с космическими аппаратами, описанный в книге «Космодром» [8].A further analysis of patents and scientific and technical literature [1-26, etc.] showed that in terms of technical nature and the effect achieved, the closest to the invention is the launch complex for the preparation and launch of launch vehicles with spacecraft, described in the book "Cosmodrome" [8].
Этот стартовый комплекс содержит: центр управления запуском, транспортно-установочный агрегат, стартовое сооружение, пусковую систему с газоотражателем, башню обслуживания, прожекторную мачту с установленными на ней теле- и кинокамерами, размещенные в сооружениях системы заправки окислителем (жидким кислородом) и горючим, компрессорную станцию, системы газоснабжения, холодильный центр, воздушные системы обеспечения температурно-влажностных режимов отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата, систему наведения, электросиловое оборудование, контрольно-испытательную аппаратуру, проверочно-пусковое оборудование, технические системы и вспомогательное оборудование.This launch complex contains: a launch control center, a transport and installation unit, a launch facility, a launch system with a gas reflector, a service tower, a searchlight mast with television and movie cameras installed on it, and installations in the refueling system of the oxidizer (liquid oxygen) and fuel, compressor station, gas supply systems, refrigeration center, air systems for ensuring the temperature and humidity conditions of the compartments and blocks of the launch vehicle and spacecraft, guidance system, electric power lovoe equipment, control and test equipment, test-starting equipment, technical systems and accessories.
Технические системы включают в себя: систему водоснабжения, систему оборотного водоснабжения для охлаждения холодильных машин и других агрегатов, систему промстоков, систему противопожарной защиты, системы вентиляции, систему отопления, систему газоанализа помещений, средства грозозащиты и молниеотводы (диверторы) и средства связи.Technical systems include: a water supply system, a reverse water supply system for cooling refrigeration machines and other units, an industrial waste water system, a fire protection system, ventilation systems, a heating system, a gas analysis system for rooms, lightning protection devices and lightning rods (divertors) and communication equipment.
К вспомогательному оборудованию относятся: подвижные и стационарные системы водяного, газового и пенного пожаротушения, системы нейтрализации компонентов топлива и другие.Auxiliary equipment includes: mobile and stationary systems of water, gas and foam fire extinguishing, systems of neutralization of fuel components and others.
Данный стартовый комплекс наиболее полно отвечает современным требованиям и выбран нами в качестве прототипа предлагаемого изобретения.This starting complex most fully meets modern requirements and we have chosen as a prototype of the invention.
К достоинствам прототипа следует отнести возможность обеспечения безопасности работ в процессе подготовки и пуска ракет-носителей с космическими аппаратами, а к недостаткам - невозможность обеспечения заправки и подпитки сжатым гелием высокой чистоты бортовых шарбаллонов, установленных в криогенных баках разгонной третьей ступени головного блока ракеты-носителя и космического аппарата.The advantages of the prototype include the possibility of ensuring the safety of work during the preparation and launch of launch vehicles with spacecraft, and the disadvantages are the inability to ensure refueling and recharge of high-purity compressed helium on-board balloons installed in cryogenic tanks of the upper stage of the booster head unit of the launch vehicle and spacecraft.
Техническим результатом изобретения является расширение технологических возможностей, обеспечение высокой эффективности и надежности работы стартового комплекса, ракеты-носителя и космического аппарата.The technical result of the invention is the expansion of technological capabilities, ensuring high efficiency and reliability of the launch complex, launch vehicle and spacecraft.
Поясним вкратце указанный технический результат.Let us briefly describe the technical result.
Одной из важнейших технологических операций предстартовой подготовки ракеты-носителя и космического аппарата на стартовом комплексе является заправка сжатым гелием высокой чистоты бортовых шарбаллонов, установленных внутри криогенных баков ракетно-космической системы, заправленных жидкими криокомпонентами топлива.One of the most important technological operations for prelaunching a launch vehicle and a spacecraft at the launch complex is to refuel with high-purity compressed helium airborne charballs installed inside the cryogenic tanks of the space-rocket system filled with liquid fuel cryocomponents.
На борту ракетно-космической системы сжатый гелий используется для:On board the space rocket system, compressed helium is used to:
- наддува криогенных баков с целью обеспечения нормальной бескавитационной работы турбонасосных агрегатов;- pressurization of cryogenic tanks in order to ensure normal cavitation-free operation of turbopump units;
- продувки баков жидкого водорода (при их наличии);- purging tanks of liquid hydrogen (if any);
- барботирования (перемешивания) жидкого кислорода в криогенных баках ракетно-космической системы в целях предотвращения температурного расслоения, отрицательно влияющего на работу двигательных установок и др.- sparging (mixing) of liquid oxygen in the cryogenic tanks of the space rocket system in order to prevent temperature separation, which negatively affects the operation of propulsion systems, etc.
Для проведения этих работ необходимо расширить технологические возможности как ракетно-космической системы, так и стартового комплекса, снабдив последний системой заправки и подпитки сжатым гелием высокой чистоты бортовых шарбаллонов, позволяющей охладить сжатый гелий до криогенных температур и очистить его от механических примесей, влаги, компрессорного масла, углекислого газа и других нежелательных примесей, наличие которых в заправляемом сжатом гелии недопустимо. Обеспечение высокой эффективности и надежности работы ракетно-космической системы возможно только при безотказной работе стартового комплекса, ракеты-носителя и космического аппарата, следовательно, полученный положительный эффект нельзя разделить на части, связанные со стартовым комплексом, ракетой-носителем и космическим аппаратом, так как они тесно взаимосвязаны между собой, неразрывны с точки зрения достижения цели изобретения, что не противоречит требованиям единства изобретения.To carry out these works, it is necessary to expand the technological capabilities of both the space-rocket system and the launch complex, providing the latter with a refueling and recharge system with high-purity compressed helium on-board balloons, which allows cool compressed helium to cryogenic temperatures and clean it of mechanical impurities, moisture, compressor oil , carbon dioxide and other undesirable impurities, the presence of which in refueling compressed helium is unacceptable. Ensuring high efficiency and reliability of the space-rocket system is possible only with the failure-free operation of the launch complex, launch vehicle and spacecraft, therefore, the resulting positive effect cannot be divided into parts associated with the launch complex, launch vehicle and spacecraft, since they closely interconnected, inextricable from the point of view of achieving the objectives of the invention, which does not contradict the requirements of the unity of the invention.
Указанный технический результат достигается благодаря тому, что стартовый комплекс для подготовки и пуска ракет-носителей с космическими аппаратами, содержащий центр управления запуском, транспортно-установочный агрегат, стартовое сооружение, пусковую систему с газоотражателем, башню обслуживания, прожекторную мачту с установленными на ней теле- и кинокамерами, размещенные в сооружениях системы заправки окислителем (жидким кислородом) и горючим, компрессорную станцию, системы газоснабжения, холодильный центр, воздушные системы обеспечения температурно-влажностных режимов отсеков и блоков ракеты-носителя и космического аппарата, систему наведения, электросиловое оборудование, контрольно-испытательную аппаратуру, проверочно-пусковое оборудование, технические системы и вспомогательное оборудование, согласно изобретению снабжен системой заправки и подпитки сжатым гелием высокой чистоты бортовых шарбаллонов, установленных в криогенных баках разгонной, например третьей, ступени головного блока ракеты-носителя и космического аппарата, состоящей из связанных с компрессорной станцией гелиевых ресиверов, каждый из которых посредством трубопроводов с арматурой соединен через газовый редуктор, криостаты, связанные с хранилищем жидкого азота, нагреватель, коллектор и вертикальный трубопровод с бортовыми шарбаллонами ракеты-носители и космического аппарата, а также азотного ресивера с арматурой, который с помощью трубопровода через газовый редуктор и нагреватель соединен с каждым из криостатов.The specified technical result is achieved due to the fact that the launch complex for the preparation and launch of launch vehicles with spacecraft, containing a launch control center, a transport and installation unit, a launch facility, a launch system with a gas reflector, a service tower, a searchlight mast with a television set mounted on it and movie cameras located in the facilities of the oxidizer (liquid oxygen) and fuel refueling system, compressor station, gas supply systems, refrigeration center, air conditioning systems the temperature and humidity regimes of the compartments and blocks of the launch vehicle and the spacecraft, the guidance system, electric power equipment, test equipment, test and start-up equipment, technical systems and auxiliary equipment, according to the invention is equipped with a high-purity compressed helium refueling and recharge system for onboard balloons installed in the cryogenic tanks of the booster, for example the third, stage of the head block of the launch vehicle and the spacecraft, consisting of a helium receiver press station, each of which is connected via valves to a valve via a gas reducer, cryostats connected to a liquid nitrogen storage, a heater, a collector and a vertical pipeline with airborne charballoons of a launch vehicle and spacecraft, as well as a nitrogen receiver with valves, which using a pipeline through a gas reducer and a heater connected to each of the cryostats.
Авторам предлагаемого изобретения не известны аналогичные технические решения, в связи с чем, по мнению авторов, заявляемая совокупность неразрывно связанных существенных признаков, изложенных в формуле изобретения, соответствует критериям изобретения «существенные отличия» и «новизна».The authors of the invention are not aware of similar technical solutions, and therefore, according to the authors, the claimed combination of inextricably linked essential features set forth in the claims meets the criteria of the invention “significant differences” and “novelty”.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 показана структурная схема стартового комплекса для подготовки и пуска ракет-носителей с космическими аппаратами в момент после установки ракеты-носителя с космическим аппаратом на пусковую систему и подведения к ним агрегата (башни) обслуживания, на фиг.2 - схема системы заправки и подпитки сжатым гелием высокой чистоты бортовых шарбаллонов, установленных в криогенных баках разгонной третьей ступени головного блока ракеты-носителя и космического аппарата (бортовые шарбаллоны в космическом аппарате условно не показаны), а на фиг.3 - примерный график охлаждения газообразного гелия до требуемых температур заправки и подпитки.The invention is illustrated by drawings, where Fig. 1 shows a structural diagram of a launch complex for preparing and launching launch vehicles with spacecraft at the time after installation of a launch vehicle with a spacecraft on the launch system and bringing the service unit (tower) to them, in Fig. .2 - diagram of a high-purity compressed helium refueling and feeding system for onboard charballs installed in cryogenic tanks of the upper stage upper stage launcher cryogenic tanks and spacecraft (on-board charballs in spacecraft conditionally not shown), and Fig. 3 is an exemplary graph of cooling gaseous helium to the required refueling and recharge temperatures.
Стартовый комплекс (фиг.1) содержит ракету-носитель 1 с боковыми блоками (конической формы), космический аппарат 2, центр управления запуском 3, транспортно-установочный агрегат 4, стартовое сооружение 5, пусковую систему 6 с газоотражателем 7, башню обслуживания 8, прожекторную мачту 9 с установленными на ней теле- и кинокамерами, размещенные в сооружениях системы заправки окислителем (жидким кислородом) 10 и горючим 11, компрессорную станцию 12, системы газоснабжения 13, холодильный центр 14, воздушные системы обеспечения температурно-влажностных режимов 15 отсеков и блоков ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2, систему наведения 16, электросиловое оборудование 17, контрольно-испытательную аппаратуру 18, проверочно-пусковое оборудование 19, технические системы 20 и вспомогательное оборудование 21.The launch complex (figure 1) contains a launch vehicle 1 with side blocks (conical shape), a
Стартовый комплекс для подготовки и пуска ракет-носителей с космическими аппаратами снабжен системой заправки и подпитки сжатым гелием 22 высокой чистоты бортовых шарбаллонов 23 (фиг.1), установленных в криогенных баках 24 разгонной третьей ступени головного блока ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2.The launch complex for the preparation and launch of launch vehicles with spacecraft is equipped with a high-purity compressed helium fueling and recharging system 22 of high-purity side balloons 23 (Fig. 1) installed in the
Система заправки и подпитки сжатым гелием 22 состоит (фиг.2) из связанных с компрессорной станцией 12 гелиевых ресиверов 25, 26, каждый из которых посредством трубопроводов 27, 28 с пневмоарматурой, включающей угловые вентили 29, 30, дроссель 31, электропневмоклапаны 32, 33 и обратные клапаны 34, 35, соединен через газовый редуктор 36, криостаты 37, 38, связанные с хранилищем 39 жидкого азота, нагреватель 40 с тремя змеевиками, коллектор 41 и вертикальный трубопровод 42 (фиг.1) с бортовыми шарбаллонами 23. Система заправки и подпитки сжатым гелием 22 (фиг.1) состоит также из азотного ресивера 43 с запорной арматурой 44 (фиг.2), который при помощи трубопровода 45 через газовый редуктор 46 и нагреватель 40 соединен с каждым из криостатов 37, 38.The system for refueling and recharging with compressed helium 22 consists (Fig. 2) of
Хранилище жидкого азота 39 снабжено средствами подачи жидкого азота с температурой 77К (-196°С) и посредством трубопроводов 47, 48 с арматурой 49, 50 соединено с криостатами 37, 38 (фиг.2).The
Подготовку и пуск ракеты-носителя 1 с космическим аппаратом 2 на предлагаемом стартовом комплексе осуществляют из центра управления запуском 3, предназначенного для управления всеми операциями предстартовой подготовки и пуска, по циклограмме пуска ракеты-носителя, в которой показано таблично-графическое изображение последовательности проведения операций подготовки к пуску и пуск ракеты-носителя с космическим аппаратом с указанием времени, затрачиваемого на каждую операцию.The preparation and launch of the launch vehicle 1 with the
На техническом комплексе ракет-носителей (по старой терминологии технической позиции) полностью собранную и испытанную (в горизонтальном положении) ракету-носитель 1 с помощью кранов и траверс перекладывают на транспортно-установочный агрегат 4, после чего тщательно собранный, испытанный и заправленный (на заправочной станции технического комплекса) компонентами топлива и сжатыми газами космический аппарат 2 пристыковывают к ракете-носителю 1. После проверки правильности стыковки и кабельных связей ракеты-носителя 1 с космическим аппаратом 2 их закрепляют на транспортно-установочном агрегате 4 с помощью захватов и узлов крепления и транспортируют с технического комплекса на стартовый комплекс. Далее ракету-носитель 1 с космическим аппаратом 2 поднимают в вертикальное положение и устанавливают на пусковую систему 6, проводят вертикализацию, после чего транспортно-установочный агрегат 4 отводят от стартового комплекса на безопасное место.On the technical complex of launch vehicles (according to the old terminology of the technical position), the fully assembled and tested (in horizontal position) launch vehicle 1 with the help of cranes and traverses is transferred to the transport and installation unit 4, after which it is carefully assembled, tested and refueled (at the filling station) technical complex stations) with fuel components and compressed gases, the
Для обслуживания ракетно-космической системы - ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2 и осуществления стыковки бортовых разъемов коммуникаций с ответными разъемами коммуникаций наземных систем (то есть для подключения связей «Земля-борт») к ракетно-космической системе подводят башню обслуживания 8, которая имеет стационарные, выдвижные и поворотные площадки обслуживания, связанные скоростными лифтами (условно не показано).For servicing the space-rocket system - the launch vehicle 1 and
Для термостатирования ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2 с момента их установки на пусковую систему 6 включают в работу воздушные системы обеспечения температурно-влажностных режимов 15 отсеков и блоков ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2, имеющие в своем составе вентиляторы для подачи воздуха с требуемыми параметрами (давлением, расходом, температурой), фильтры, очищающие воздух от пыли и механических примесей, связанные с холодильным центром 14 воздухоохладители, охлаждающие воздух до заданной температуры и осаждающие влагу из воздуха, и электронагреватели, обеспечивающие нагрев воздуха до требуемой температуры.For thermostating of the launch vehicle 1 and
Перед заправкой ракеты-носителя 1 компонентами жидкого ракетного топлива системы заправки 10, 11 приводят в готовность, окислитель и горючее в заправочных емкостях охлаждают до определенной температуры и термостатируют.Before refueling the launch vehicle 1 with liquid propellant components,
Для повышения надежности работы насосов и исключения кавитации газовые подушки заправочных емкостей наддувают газом от систем газоснабжения 13 до оптимальных давлений.To increase the reliability of the pumps and to prevent cavitation, gas pads of refueling containers are pressurized with gas from gas supply systems 13 to optimal pressures.
К ракете-носителю 1 пристыковывают заправочные коммуникации. Перед заправкой ракеты-носителя 1 криогенными компонентами топлива наземные заправочные коммуникации, бортовые коммуникации и криогенные баки 24 ракеты-носителя 1 с установленными в них бортовыми шарбаллонами 23 захолаживают криогенной жидкостью, например жидким кислородом, до требуемой температуры заправки с минимальным расходом, исключающим тепловой удар.The carrier rocket 1 dock fueling communications. Before refueling the launch vehicle 1 with cryogenic fuel components, ground-based refueling communications, on-board communications and
Пары, образовавшиеся при захолаживании, сбрасывают через дренажно-предохранительный клапан (ДПК) ракеты-носителя 1 в атмосферу.The vapors generated during cooling are discharged through the drainage safety valve (DPK) of the launch vehicle 1 into the atmosphere.
После захолаживания криогенные баки 24 заправляют переохлажденным или кипящим жидким кислородом с температурой 90К (-183°С).After cooling, the
Некриогенные баки заправляют горючим типа охлажденного керосина.Non-cryogenic tanks are refueled like chilled kerosene.
Топливо «кислород-керосин» наиболее освоено в ракетно-космической технике, недорого в производстве и удобно в эксплуатации.Oxygen-kerosene fuel is most mastered in rocket and space technology, inexpensive to manufacture, and convenient to operate.
Захолаживание и заправку глубокопереохлажденным кислородом теплоизолированных криогенных баков космического аппарата 2, в которых установлены бортовые шарбаллоны, на техническом комплексе осуществляют аналогично захолаживанию и заправке криогенных баков 24 ракеты-носителя 1 на стартовом комплексе.Cooling and refueling with deeply cooled oxygen of thermally insulated cryogenic tanks of the
Перед заправкой бортовых шарбаллонов 23 (фиг.1) сжатый гелий должен пройти специальную подготовку, включающую очистку от механических приесей, влаги, компрессорного масла, углекислого газа и других нежелательных примесей путем вымораживания их в криостатах и задержания на фильтроэлементах тонкой очистки, установленных в криостатах.Before refueling on-board charballs 23 (Fig. 1), compressed helium must undergo special training, including cleaning from mechanical impurities, moisture, compressor oil, carbon dioxide and other undesirable impurities by freezing them in cryostats and retaining fine filters installed in cryostats on the filter elements.
Наличие этих примесей в сжатом гелии недопустимо, так как приводит к засорению проходных сечений бортовой пневмокоммуникации ракетно-космической системы, загрязнению криогенных компонентов топлива при их барботировании в полете и наддуве криогенных баков и, как следствие, к ухудшению характеристик и режимов работы двигательных установок ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2.The presence of these impurities in compressed helium is unacceptable, since it leads to clogging of the cross-sections of the on-board pneumocommunication of the space-rocket system, contamination of the cryogenic fuel components during their sparging in flight and pressurization of cryogenic tanks and, as a result, to a deterioration in the characteristics and operating modes of rocket propulsion carrier 1 and
Предварительно криостаты 37, 38 (фиг.2) заливают по трубопроводам 47, 48 с арматурой 49, 50 жидким азотом с температурой 77К (-196°С) из хранилища жидкого азота 39. Затем сжатый гелий из гелиевых ресиверов 25, 26 подают в криостаты 37, 38, где он, охлаждаясь в жидком азоте до температуры, обеспечивающей вымораживание вредных примесей, очищается, а примеси задерживаются на фильтроэлементах криостата.Previously,
Система заправки и подпитки сжатым гелием бортовых шарбаллонов работает в двух режимах. В первом режиме I (фиг.3) охлажденный до криогенных температур и очищенный сжатый гелий по трубопроводам 41, 42 с арматурой 32, 33, 34, 35 (при невключенном электронагревателе 40) подают в бортовые шарбаллоны 23 для полоскания их с целью очистки от возможных загрязнений, после чего бортовые шарбаллоны 23 заправляют гелием до заданного рабочего давления (например, не более 22 МПа).The compressed helium refueling and recharging system for airborne charballoons operates in two modes. In the first mode I (Fig. 3), cooled to cryogenic temperatures and purified compressed helium through
При этом контролируют давление и температуру газообразного гелия на входе и выходе из криостатов 37, 38 (фиг.2) и на входе в ракету-носитель 1 (фиг.1). При разности давлений на входе и выходе из криостата более чем 1 МПа отключают один криостат и подключают другой.In this case, the pressure and temperature of helium gas are monitored at the inlet and outlet of the
При втором режиме II (фиг.3) охлажденный и очищенный в криостате сжатый гелий поступает в электронагреватель 40 для последующего нагрева до требуемой температуры на входе в ракету-носитель 1 (например, от минус 40°С до плюс 50°С).In the second mode II (Fig. 3), the compressed and cooled helium purified in a cryostat enters the
По окончании заправки и подпитки сжатым гелием бортовых шарбаллонов выдают команду на закрытие электропневмоклапанов 32, 33 и отключают криостаты 37, 38 для отмораживания и регенерации.At the end of the refueling and replenishment with compressed helium of the onboard charballoons, they issue a command to close the electro-
Заправку бортовых баллонов азотом и воздухом (при необходимости) производят от систем газоснабжения 13, представляющих собой ресиверные с баллонами высокого давления, необходимой регулирующей и запорной арматурой, а также системой газовых редукторов давления для снижения давления сжатых газов, поступающих к потребителям.Refueling on-board cylinders with nitrogen and air (if necessary) is done from gas supply systems 13, which are receiver tanks with high-pressure cylinders, necessary control and shut-off valves, as well as a system of gas pressure reducers to reduce the pressure of compressed gases supplied to consumers.
В процессе предстартовой подготовки с использованием систем газоснабжения 13 производят продувки магистралей, хвостовых отсеков, двигательных установок, наддув баков ракеты-носителя 1 и др.In the process of pre-launch preparation using gas supply systems 13, purges are carried out for highways, tail compartments, propulsion systems, pressurization of the launch vehicle tanks 1, etc.
Компрессорная станция 12 работает в нетехнологическое время (то есть до начала работ по предстартовой подготовке), обеспечивая заполнение баллонов ресиверов систем газоснабжения 13 кондиционными (чистыми и осушенными) сжатыми газами (воздухом, азотом, гелием) давлением до 40 МПа с точкой росы не выше минус 55°С.Compressor station 12 operates in non-technological time (that is, before the start of pre-launch work), ensuring that the cylinders of the gas supply systems 13 are filled with conditioned (clean and dried) compressed gases (air, nitrogen, helium) with a pressure of up to 40 MPa with a dew point of no higher than minus 55 ° C.
Холодильный центр 14, включающий холодильные машины, рассольные баки для теплоносителя, насосы и другое оборудование, работает при термостатировании (охлаждении) компонентов топлива в заправочных системах 10, 11, охлаждении термостатирующего воздуха, азота и др.The refrigeration center 14, including refrigerators, brine tanks for the coolant, pumps and other equipment, works when thermostatting (cooling) the fuel components in
Работа системы наведения 16 в составе пусковой системы 6 заключается в придании ракетно-космической системе 1, 2, находящейся на пусковой системе 6, строго вертикального положения с помощью опор или домкратов пусковой системы 6 и азимутальном наведении - совмещении плоскости стабилизации ракетно-космической системы 1, 2 с плоскостью пуска путем разворота ракетно-космической системы в горизонтальной плоскости с помощью поворотного круга пусковой системы 6.The guidance system 16 as part of the launch system 6 is to give the rocket and
Для наведения ракетно-космической системы 1, 2 выполняют геодезическую подготовку пуска и определяют координаты пусковой системы 6 и ориентирные направления. Затем включают электросиловое оборудование 17 для электроснабжения ракеты-носителя 1, космического аппарата 2, электродвигателей насосов заправочных систем 10, 11, аппаратуры и систем дистанционного и автоматического управления, а также других систем и агрегатов специальными токами и постоянным током напряжением 27-30 В.To guidance the space-
С помощью контрольно-испытательной аппаратуры 18 проводят контрольно-проверочные испытания приборов, агрегатов и систем ракеты-носителя 1, а также состыкованных ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2. Далее при помощи проверочно-пускового оборудования 19 производят предстартовые проверки аппаратуры и систем ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2, а также подачу команд на пуск ракетно-космической системы 1, 2.Using test equipment 18 carry out test tests of devices, assemblies and systems of the launch vehicle 1, as well as docked launch vehicle 1 and
В соответствии с циклограммой подготовки включают технические системы 20 для водоснабжения стартового комплекса, поддержания ракетно-космической системы 1, 2 и спецтехнологического оборудования в постоянной готовности к работе и создания нормальных условий, необходимых для успешной работы обслуживающего персонала.In accordance with the training schedule,
По мере необходимости приводят в действие вспомогательное оборудование 21 для проведения вспомогательных операций, возникающих в процессе предстартовой подготовки.As necessary, auxiliary equipment 21 is activated to carry out auxiliary operations that arise during the prelaunch process.
Все работы по предстартовой подготовке и пуску ракеты-носителя 1 с космическим аппаратом 2 выполняют из центра управления запуском 3 по командам системы дистанционного управления технологическими операциями и проверочно-пускового оборудования 19 и фиксируют на пульте пуска набором транспарантов готовностей.All work on the prelaunch preparation and launch of the launch vehicle 1 with the
После завершения всех операций предстартовой подготовки производят пуск ракеты-носителя 1 с космическим аппаратом 2.After the completion of all prelaunch operations, the launch vehicle 1 is launched with the
Газовая струя двигательных установок при пуске ракеты-носителя 1 отводится с помощью газоотражателя 7 по газоотводным каналам стартового сооружения 5 (фиг.1).The gas jet of the propulsion systems when launching the launch vehicle 1 is discharged using the gas deflector 7 through the gas outlet channels of the launch structure 5 (Fig. 1).
С помощью теле- и кинокамер, установленных на прожекторной мачте 9, производят съемку процессов предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя 1 с космическим аппаратом 2.Using television and movie cameras installed on the projector mast 9, pre-launch preparation and launch vehicle launch processes 1 with the
Предлагаемый стартовый комплекс для подготовки и пуска ракет-носителей с космическими аппаратами позволяет осуществить заправку и подпитку сжатым гелием высокой чистоты бортовых шарбаллонов, установленных в криогенных баках разгонной третьей ступени головного блока ракеты-носителя 1 и космического аппарата 2 (фиг.1) с любой заданной температурой: как криогенной (ниже 120К), так и высокой (например, в интервале от 233 до 323К).The proposed launch complex for the preparation and launch of launch vehicles with spacecraft allows refueling and fueling with high-purity compressed helium airborne charballs installed in the cryogenic tanks of the upper stage booster of the head block of the launch vehicle 1 and spacecraft 2 (Fig. 1) with any given temperature: both cryogenic (below 120K) and high (for example, in the range from 233 to 323K).
Высокая чистота сжатого гелия (концентрация загрязнений по опытным данным - 0,5-1,0 мг/м3), подаваемого в бортовые шарбаллоны, установленные в криогенных баках, достигается тем, что:High purity of compressed helium (the concentration of contaminants according to experimental data is 0.5-1.0 mg / m 3 ) supplied to airborne charballoons installed in cryogenic tanks is achieved by the fact that:
- во-первых, компрессорная установка, с помощью которой заправляются гелиевые ресиверы 25, 26 (фиг.2), имеет блок осушки и очистки для удаления механических примесей, пыли, масла и влаги;- firstly, the compressor unit, with which
- во-вторых, происходит вымораживание всех нежелательных примесей при криогенных температурах в криостатах и задержание их на фильтроэлементах тонкой очистки.- secondly, all undesirable impurities are frozen out at cryogenic temperatures in cryostats and their retention on fine filter elements.
Кроме того, охлаждение сжатого гелия с одной стороны и расположение бортовых шарбаллонов 23 в криогенных баках 24 - с другой позволяют:In addition, the cooling of compressed helium on the one hand and the location of the side charballs 23 in the
- увеличить плотность заправляемого сжатого гелия. Так, при давлении 22 МПа и температуре 90К плотность гелия равна примерно 112 кг/м3, тогда как при том же давлении и температуре 293К плотность составляет порядка 33,8 кг/м3, то есть с понижением температуры от 293 до 90К плотность сжатого гелия увеличивается в 3,3 раза;- increase the density of refilled compressed helium. So, at a pressure of 22 MPa and a temperature of 90 K, the density of helium is approximately 112 kg / m 3 , while at the same pressure and temperature 293 K, the density is about 33.8 kg / m 3 , that is, with a decrease in temperature from 293 to 90 K, the density of compressed helium increases by 3.3 times;
- увеличить количество заправляемого сжатого гелия, поскольку M=ρV,- increase the amount of refilled compressed helium, since M = ρV,
где М - количество заправляемого гелия, кг;where M is the amount of refueling helium, kg;
ρ - плотность гелия, кг/м3;ρ is the density of helium, kg / m 3 ;
V - объем бортовых шарбаллонов, м3.V is the volume of onboard charballoons, m 3 .
При V=3,52 м3 имеем М=112·3,52=394,24 кг;When V = 3,52 m 3 we have M = 112 · 3,52 = 394,24 kg;
- уменьшить объем бортовых шарбаллонов за счет увеличения плотности сжатого гелия при криогенных температурах;- reduce the volume of onboard charballs by increasing the density of compressed helium at cryogenic temperatures;
- уменьшить массу конструкции шарбаллонов за счет уменьшения их толщин стенок в результате существенного упрочнения материала (нержавеющей стали) при криогенных температурах [21-23].- to reduce the mass of the construction of charballs by reducing their wall thicknesses as a result of significant hardening of the material (stainless steel) at cryogenic temperatures [21-23].
Указанные преимущества наряду с высокой чистотой заправляемого сжатого гелия (концентрация загрязнений по опытным данным не более 0,5-1,0 мг/м3) не только расширяют технологические возможности, но и обеспечивают высокую эффективность и надежность работы ракетно-космической системы и стартового комплекса в целом.These advantages, along with the high purity of refueling compressed helium (the concentration of pollution according to experimental data is not more than 0.5-1.0 mg / m 3 ), not only expand technological capabilities, but also provide high efficiency and reliability of the rocket-space system and launch complex generally.
Сравнительный анализ предлагаемого и известных стартовых комплексов показал, что по техническому уровню и достигаемому эффекту предлагаемый стартовый комплекс для подготовки и пуска ракет-носителей с космическими аппаратами превосходит современный мировой уровень и отвечает критериям изобретения «Технический уровень» и «Положительный эффект».A comparative analysis of the proposed and well-known launch complexes showed that in terms of technical level and the achieved effect, the proposed launch complex for the preparation and launch of launch vehicles with spacecraft exceeds the current world level and meets the criteria of the invention “Technical Level” and “Positive Effect”.
Таким образом, совокупность неразрывно связанных между собой существенных признаков, изложенных в формуле изобретения, направленных на достижение единой цели, позволяет получить существенный положительный эффект, а именно: расширить технологические возможности, обеспечить высокую эффективность и надежность работы ракеты-носителя, космического аппарата и стартового комплекса в целом.Thus, the set of inextricably interconnected essential features set forth in the claims aimed at achieving a common goal, allows to obtain a significant positive effect, namely: to expand technological capabilities, to ensure high efficiency and reliability of the launch vehicle, spacecraft and launch complex generally.
Изобретение будет использовано в полном объеме на стартовых комплексах ракет-носителей типа «Союз-2».The invention will be used in full at the launch complexes of Soyuz-2 launch vehicles.
Источники информацииInformation sources
1. Патент RU 2099255 C1, 20.12.1997 - аналог.1. Patent RU 2099255 C1, 12.20.1997 - analogue.
2. Патент RU 2094337 С1, 27.10.1997 - аналог.2. Patent RU 2094337 C1, 10.27.1997 - analogue.
3. Патент US 4932607, B 64 G 5/00, 02.08.1989 - аналог.3. Patent US 4932607, B 64
4. Патент FR 2635500 A1, 23.02.1990 - аналог.4. Patent FR 2635500 A1, 02.23.1990 - analogue.
5. Патент Australia 6317804, B 64 G 5/00, 1990 - аналог.5. Patent Australia 6317804, B 64
6. Патент RU 2094338 C1, 20.06.1994 - аналог.6. Patent RU 2094338 C1, 06/20/1994 - analogue.
7. Патент RU 2158421 C2, 27.10.2000 - аналог.7. Patent RU 2158421 C2, 10.27.2000 - analogue.
8. Космодром. Под общей редакцией А.П. Вольского. М.: Воениздат, 1977, с. 79, 84-86; 87-92; 153-155 -прототип.8. The spaceport. Under the general editorship of A.P. Volsky. M .: Military Publishing, 1977, p. 79, 84-86; 87-92; 153-155 is a prototype.
9. Ракеты-носители. Под общей редакцией проф. С.О. Осипова. М.:9. Launch vehicles. Under the general editorship of prof. S.O. Osipova. M .:
Воениздат, 1981,с. 40 - аналог.Military Publishing House, 1981, p. 40 - analogue.
10. На земле и в космосе ФГУП КБОМ им. В.П. Бармина. Под общ. ред. д.т.н., проф. И.В. Бармина, с. 160 - аналог.10. On earth and in space FSUE KBOM them. V.P. Barmina. Under the total. ed. Doctor of Technical Sciences, prof. I.V. Barmina, s. 160 - analogue.
11. Космонавтика. Энциклопедия. М.: Изд-во «Советская энциклопедия», 1985, с. 26-28; 34-346-347 - аналоги.11. Cosmonautics. Encyclopedia. M .: Publishing house "Soviet Encyclopedia", 1985, p. 26-28; 34-346-347 - analogues.
12. Михайлов В.П., Назаров Г.А. Развитие техники пуска ракет. Под общ. ред. акад. В.П. Бармина. М., Воениздат, 1976, 196с. - аналогов не обнаружено.12. Mikhailov V.P., Nazarov G.A. The development of missile launch technology. Under the total. ed. Acad. V.P. Barmina. M., Military Publishing, 1976, 196p. - no analogues were found.
13. Патент US PCT (US-98) 15899, В 64 G 5/00, 27.07.1998 - аналог.13. Patent US PCT (US-98) 15899, 64
14. Патент RU 2102292 C1, 30.04.1992 - аналог не обнаружен.14. Patent RU 2102292 C1, 04/30/1992 - no analogue was found.
15. Патент RU 2078010 С1, 24.06.1994 - аналог не обнаружен.15. Patent RU 2078010 C1, 06/24/1994 - no analogue was found.
16. Патент US 5529264, B 64 G 1/22, 22.06.1996 - аналог не обнаружен.16. Patent US 5529264, B 64 G 1/22, 06/22/1996 - no analogue was found.
17. Патенты US 50464269 (1991) - 52286427 (1993) - аналогов не обнаружено.17. Patents US 50464269 (1991) - 52286427 (1993) - no analogues were found.
18. Патент FR 2595318, B 64 G 5/00, 2.03.1987 - аналог не обнаружен.18. Patent FR 2595318, B 64
19. Воронин Б.П., Столяров Н.А. Подготовка к пуску и пуск ракет. М.: Воениздат, 1972, с. 41-74 - аналоги.19. Voronin B.P., Stolyarov N.A. Preparing to launch and launch rockets. M .: Military Publishing, 1972, p. 41-74 - analogues.
20. Двигательные установки ракет на жидком топливе. М. «МИР», 1966 - аналогов не обнаружено.20. Propulsion systems rockets for liquid fuel. M. "MIR", 1966 - no analogues were found.
21. Циклис Д.С. Техника физико-химических исследований при высоких и сверхвысоких давлениях. М.: Химия, 1965, с.17-21 - упрочнение материалов.21. Cyclis D.S. The technique of physical and chemical research at high and ultrahigh pressures. M .: Chemistry, 1965, pp. 17-21 - hardening of materials.
22. Зрелов В.Н., Серегин Е.П. Жидкие ракетные топлива М.: Химия, 1975, с.49-69; 178-181 - криогенные компоненты топлива, упрочнение материалов.22. Zrelov V.N., Seregin E.P. Liquid rocket fuels M .: Chemistry, 1975, p. 49-69; 178-181 - cryogenic fuel components, hardening of materials.
23. Герш С.Я. Глубокое охлаждение. Часть II. Издание третье. М.: Госэнергоиздат, 1960, с.402-410 - упрочнение материалов при криогенных температурах.23. Gersh S.Ya. Deep cooling. Part II Third Edition. M .: Gosenergoizdat, 1960, p. 424-410 - hardening of materials at cryogenic temperatures.
24. Байбаков Ф.Б., Шарапов В.М. Контроль примесей в сжатых газах. М.: Химия, 1989, с.6-14 - Источники загрязнения.24. Baibakov F.B., Sharapov V.M. Control of impurities in compressed gases. M.: Chemistry, 1989, pp. 6-14 - Sources of pollution.
25. Патент US 5042358, 5 В 63 В 35/40, F 41 F 3/042 аналог не обнаружен.25. Patent US 5042358, 5 V 63
26. Стартовый комплекс для предстартовой подготовки и пуска ракеты-носителя с космическим аппаратом, заявка №2003107416/11 (007814) от 18.03.2003. Решение о выдаче патента - аналог.26. Launch complex for prelaunch preparation and launch of a launch vehicle with a spacecraft, application No. 2003107416/11 (007814) dated 03/18/2003. The decision to grant a patent is an analogue.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004123779/11A RU2270792C1 (en) | 2004-08-05 | 2004-08-05 | Launch complex for preparation and launching of launch vehicles with spacecraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2004123779/11A RU2270792C1 (en) | 2004-08-05 | 2004-08-05 | Launch complex for preparation and launching of launch vehicles with spacecraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2270792C1 true RU2270792C1 (en) | 2006-02-27 |
Family
ID=36114336
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2004123779/11A RU2270792C1 (en) | 2004-08-05 | 2004-08-05 | Launch complex for preparation and launching of launch vehicles with spacecraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2270792C1 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2450306C1 (en) * | 2011-04-21 | 2012-05-10 | ОБЩЕСТВО С ОГРАНИЧЕННОЙ ОТВЕТСТВЕННОСТЬЮ "СКУ Система" (ООО "СКУ Система") | Automated system for controlling carrier-rocket preparation |
| RU2479472C2 (en) * | 2011-04-22 | 2013-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центр эксплуатации объектов наземной космической инфраструктуры" (ФГУП "ЦЭНКИ") | Space vehicle launching site complex for rocker carrier preparation for launching |
| RU2480389C2 (en) * | 2011-04-22 | 2013-04-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центр эксплуатации объектов наземной космической инфраструктуры" (ФГУП "ЦЭНКИ") | Space center complex for preparation of carrier rocket with ascent unit equipped with sustainer, and spaceship |
| RU2716064C1 (en) * | 2018-11-26 | 2020-03-05 | Федеральное государственное бюджетное военное образовательное учреждение высшего образования "Черноморское высшее военно-морское ордена Красной Звезды училище имени П.С. Нахимова" Министерства обороны Российской Федерации | Method for determination of suitability of cruise missile start-up stages for long-term storage for further operation |
| CN114180111A (en) * | 2021-10-30 | 2022-03-15 | 航天科工火箭技术有限公司 | Air supply system design suitable for vertical recovery post-treatment of reusable rocket |
| CN116696612A (en) * | 2023-06-30 | 2023-09-05 | 北京天兵科技有限公司 | Active heat pipe air cooling system for carrier rocket and design method |
-
2004
- 2004-08-05 RU RU2004123779/11A patent/RU2270792C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Космодром. Под общ. ред. А.П.Вольского. - М.: Воениздат, 1977, с.84-85. Маликов В.Г., Комисарик С.Ф., Коротков А.М. Наземное оборудование ракет. - М.: Воениздат, 1971, с.22-23. * |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2450306C1 (en) * | 2011-04-21 | 2012-05-10 | ОБЩЕСТВО С ОГРАНИЧЕННОЙ ОТВЕТСТВЕННОСТЬЮ "СКУ Система" (ООО "СКУ Система") | Automated system for controlling carrier-rocket preparation |
| RU2479472C2 (en) * | 2011-04-22 | 2013-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центр эксплуатации объектов наземной космической инфраструктуры" (ФГУП "ЦЭНКИ") | Space vehicle launching site complex for rocker carrier preparation for launching |
| RU2480389C2 (en) * | 2011-04-22 | 2013-04-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центр эксплуатации объектов наземной космической инфраструктуры" (ФГУП "ЦЭНКИ") | Space center complex for preparation of carrier rocket with ascent unit equipped with sustainer, and spaceship |
| RU2716064C1 (en) * | 2018-11-26 | 2020-03-05 | Федеральное государственное бюджетное военное образовательное учреждение высшего образования "Черноморское высшее военно-морское ордена Красной Звезды училище имени П.С. Нахимова" Министерства обороны Российской Федерации | Method for determination of suitability of cruise missile start-up stages for long-term storage for further operation |
| CN114180111A (en) * | 2021-10-30 | 2022-03-15 | 航天科工火箭技术有限公司 | Air supply system design suitable for vertical recovery post-treatment of reusable rocket |
| CN116696612A (en) * | 2023-06-30 | 2023-09-05 | 北京天兵科技有限公司 | Active heat pipe air cooling system for carrier rocket and design method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2067673C (en) | Apparatus for supplying cryogenic fluid to extinguish fires | |
| EP2622255B1 (en) | Cryogenic fuel storage system for an aircraft | |
| RU2270792C1 (en) | Launch complex for preparation and launching of launch vehicles with spacecraft | |
| US8827209B2 (en) | Methods and systems for propelling an externally powered vehicle | |
| RU2318706C1 (en) | Launching complex for pre-launch preparation and launching of launch vehicle with space nose cone (versions) | |
| US6360993B1 (en) | Expendable launch vehicle | |
| US6182714B1 (en) | Fuel safety management system for storing, transporting, or transferring hydrocarbon fuel | |
| US6558823B1 (en) | Method and article of manufacture to effect an oxygen deficient fuel cell | |
| US2877966A (en) | Common oxygen supply for engine and cabin of high altitude aircraft | |
| WO1999034106A2 (en) | Inert loading jet fuel | |
| RU2179941C1 (en) | Space rocket system and method for rendering services in launching space vehicles using space rocket system | |
| RU2309092C2 (en) | Orbital filling module | |
| RU2242411C2 (en) | Launching complex for pre-launching procedure and launch of launch vehicle with space vehicle | |
| RU2092400C1 (en) | Rocket complex | |
| RU2184912C2 (en) | Gear for air thermostatic control over space objects | |
| Jacobsen et al. | Transportation of LNG from the Arctic by commercial submarine | |
| RU71962U1 (en) | GROUND STARTING COMPLEX FOR PRE-START PREPARATION AND STARTING A ROCKER-BOARD WITH A SPACE HEAD (OPTIONS) | |
| Reysa et al. | The International Space Station ECLS and thermal control systems-Overview | |
| RU93054198A (en) | SPACE ROCKET COMPLEX | |
| KR101984928B1 (en) | Apparatus for controlling boil off gas of lng cargo hold | |
| KR102267389B1 (en) | Fire fighting gas treatment system and ship having the same | |
| CN1487186A (en) | Commercial carrier rocket with oxyhydrogen rocket enjine | |
| KR20230084413A (en) | Gas treatment system and ship having the same | |
| JPH03224897A (en) | Energy supply system for spacecraft | |
| RU2673215C1 (en) | Method of operation of a manned orbital station |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20110908 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20120806 |