WO2014021744A2 - Способ вывода в космос кольцевых и решетчатых поверхностей и устройство для его осуществления - Google Patents
Способ вывода в космос кольцевых и решетчатых поверхностей и устройство для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- WO2014021744A2 WO2014021744A2 PCT/RU2013/000661 RU2013000661W WO2014021744A2 WO 2014021744 A2 WO2014021744 A2 WO 2014021744A2 RU 2013000661 W RU2013000661 W RU 2013000661W WO 2014021744 A2 WO2014021744 A2 WO 2014021744A2
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- space
- fuel
- stages
- lattice
- ring
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 36
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims abstract description 27
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 33
- 239000012528 membrane Substances 0.000 claims description 32
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims description 7
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 7
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 6
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 5
- 238000009826 distribution Methods 0.000 claims description 3
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 3
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 claims description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 2
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 claims 1
- 239000000463 material Substances 0.000 claims 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 claims 1
- 230000008719 thickening Effects 0.000 claims 1
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 4
- 239000002775 capsule Substances 0.000 description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 3
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N Glycerine Chemical compound OCC(O)CO PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 238000003491 array Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 108700041286 delta Proteins 0.000 description 1
- 210000000744 eyelid Anatomy 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
- 239000010408 film Substances 0.000 description 1
- 239000011888 foil Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 1
- 230000011514 reflex Effects 0.000 description 1
- 238000004904 shortening Methods 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/16—Extraterrestrial cars
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/409—Unconventional spacecraft propulsion systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/62—Systems for re-entry into the earth's atmosphere; Retarding or landing devices
Definitions
- a method of launching into space annular and lattice surfaces and a device for its implementation A method of launching into space annular and lattice surfaces and a device for its implementation.
- the invention relates to the field of astronautics, and in particular to means of delivery of payloads into space and their return.
- the invention can be useful in the industry of tourist orbital hotels, in particular large, with a diameter of more than 100 meters, toroidal space stations with artificial gravity, for space cruises without service ships (tourists are in the luxury cabins of the ring station when starting into orbit and when it returns) astronomical stations, in the construction of large optical and radio telescopes, large phased arrays for various radio engineering tasks, truss structures, as well as for the delivery of large areas her mesh designs, designs in the form of blinds, etc.
- This device does not provide output into space of oversized structures of considerable size and complex configuration and also requires complex launch complexes and weighting of rocket structures stages due to the large column of fuel weight at the bottom of the fuel tanks where the ratio of the height of the fuel level to the area of the base onto which it presses exceeds 1 huge acoustic and vibration loads from high power rocket engines concentrated in one place. Which limits the size of the missile systems and therefore the weight of the displayed cargo. Also, such systems cannot start from unprepared launching sites, for example, from the water surface due to the lack of stability of the rocket system.
- the aim of the present invention is to eliminate these drawbacks, due to the uniform distribution of engine thrust on a lattice or ring structure and steps designed for its output into space, and plans for such steps (trusses and beams) are made in the form of tanks with fuel.
- the invention is aimed at expanding the functionality and increasing the efficiency of launching space objects of significant size and complex configuration in one launch, without using the principles of folding-deployment, as well as without expensive and busy operations of ruzement, docking, installation of modular assembly in space of objects that are impossible entirely put in the cargo compartments of existing carrier rockets ..
- annular or lattice surfaces were delivered and returned from space using aerodynamic drag by the atmosphere of the planet by pulling (filling) the empty space between the planes with membranes in the form of elastic membranes made of heat-resistant foil or film or fabric. Or return the cargo using its natural form with the effect of a lattice or annular wing or a simple flat surface in case the space between the planes is tightened with membranes.
- the plane of the annular or lattice surface is perpendicular to the flow; in the second case, the plane has an edge to the flow with the required angle of attack.
- the fuel level in the tanks of the silhouette steps for the output of the payload (annular or trellised surface) as well as traction, vibration and acoustic loads are distributed evenly on the edges of the ring, truss, the lattice plane, according to the integration of its width and local mass, and in the space-launching or space-returning section, the entire plane can be rotated to create centrifugal forces to give rigidity and aeroelastic stability to the entire system.
- the fuel tanks are made in a cross-section of a figured shape, in which their lateral surface is part of the nozzle (central body) while the rocket engines are located in the upper part of the stages with a linear by the location of the chambers, the outflowing gases wash part of the stage by heating the fuel through the shell, which, when expanding, provides self-charging of the fuel tank, while automatically cooling of the shell of the side surface of the step occurs.
- the oversized space object in the form of, for example, an annular orbital station, of significant size or lattice surface, shutters, trusses, in the form of a flat or convex concave or biconvex shape, is placed by a plane, horizontally on steps with fuel tanks and rocket engines, which repeat the silhouette configuration in projection (form) of the payload (output object), while the individual composite power elements of this configuration are Ribs, beams or the rim of the output object (payload e) give a separate aerodynamic shape or provide a separate fairing, which also has in its basis a silhouette similarity of the displayed object.
- Silhouette steps have a tandem in the form of layers or conditional planes having a silhouette projection width and a height (thickness) that characterizes the volume of the fuel capacity of the stage.
- the thrust of the engines on the silhouette steps is distributed in such a way as to ensure uniform distribution of thrust and acoustic loads from the working engines, placing them at a maximum distance from each other with a large number of small thrusts, according to the silhouette of the load, according to the concentration of masses at different points of the payload according to its configuration (form)
- the object is returned by atmospheric braking and planning, using the effects of the trellised wing for the trellised payload and the ring clan for tsevogo.
- each horizontally lying step is equipped with rocket engines with a thrust corresponding to their weight.
- the steps are connected by their ends to each other, rigidly or articulated in plan, forming force triangles — the edges of the lattice.
- the connection nodes of the steps have fuel connections between each other for the mutual distribution of fuel, and the separation of the steps occurs by discarding the fuel blocks (grid edges) from the periphery to the center while
- the fuel tanks that form the edges of the lattice should be streamlined in the form of a bearing profile in cross sections that create a lifting force similar to a lattice wing, and to create elastic stability of the shape of ring or lattice objects at the stage of removal or descent in the atmosphere, their plane is twisted around the center of mass at the same time, centrifugal forces create the necessary stresses in the structure increasing its rigidity and forming the correct form of the bundle, while the peripheral worked out steps are discarded by m
- the payload weight is limited only by the thrust of the main engine, which can exceed the load weight sufficient for a given accelerated lift, for example, 1.5 - 2 times, while the rest of the engines work only for lifting a bunch of steps carrying fuel for its operation.
- peripheral stages work by feeding their own engines and pump up the capacities of the steps located closer to the center (the capacities of the periphery steps consume fuel much faster than the central ones) while at the same time rapidly losing weight the peripheral steps proportionally reduce the engine thrust in such a way as to maintain the correct common plane systems (bundles).
- silhouette steps were fragmented into separate fuel modules (were composite) while discarding them as fuel consumption, in the sequence in which the balance of the annular or trellised surface is maintained by the balance of the thrust of rocket engines.
- the space between the ring or lattice plans of the load is tightened with membranes, which are used as reflex surfaces for reflection in the optical and radio ranges.
- the membranes When folded, the membranes are placed under the fairings in rolls or bobbins on the plans, as well as at the nodes of their intersections (joints) and after delivery into space with the help of halyards fixed at one end on the membrane box with the other end on the opposite beam of the plan.
- the scaffold of the membrane wound off a roll or bobbin is attracted to to the opposite plan and fasten with the necessary tension and, if necessary, with sealing.
- the membranes can be tightened both on one side of the plane and on the other, lattice structures in the form of blinds can be launched into space, while during the start from the ground, the plane of the blinds is oriented with ribs to the stream, while during the return from space the blinds are closed and used a solid plane for aerodynamic drag and planning, it is possible to use the planes of the blinds as a lattice wing; in addition, the delivery to space of flexible lattice structures or grids drawn by a membrane from the planet’s surface is possible They use thermal expansion and aerostatic lifting force as well as a large-area bottom effect, for which a membrane structure equipped with a frame is spread on the surface of the planet, and the engines are distributed under the surface of the membrane on the frame nodes that include when lifting the structure, while the jets from rocket engines are pumped under the membrane hot gas with temperature tl which creates aerostatic lifting force Fst along with reactive force Fr, and when lifting the structure, engine thrust and eyelids the torus of their thrust
- FIG. 1 Schematically presents a method of launching into space a ring-shaped cargo, for example, an annular orbital station in its entirety (with a ring plan) and with radial rays and mass concentrations in different parts.
- a ring-shaped cargo for example, an annular orbital station in its entirety (with a ring plan) and with radial rays and mass concentrations in different parts.
- FIG. 2 Various variants of the method and arrangement of rocket stages with engines for launching an object into the space of an annular lattice and lattice honeycomb form, for example, annular space stations, cells of large orbital telescopes, phase gratings, parabolic power structures, blinds, or giant toroidal building elements, are presented schematically. habitable stations.
- FIG. 3 Scheme of the reusable method for launching into space and returning spent steps and loads to the ground in a ring and trellised form in the trellised wing and ring-wing mode, for example, when assembling or disassembling a large orbital ring station Figure 4.
- a method for tightening the interplanar space of lattice surfaces with membranes to create reflective surfaces in space, for example, for parabolic reflectors and also aerodynamic surfaces when returning from space.
- Fig.6 Schematically shows a method of modular placement and rejection of steps on the silhouette plans of an annular or lattice surface.
- FIG. 7 A method for connecting missile stages into a flat bundle of unlimited area and discarding them as they are used is shown.
- FIG. 8 The application of a method for the withdrawal or landing of cargoes of complex configuration is shown, for example, delivery to space or landing on a celestial body of complete orbital stations (for example, ISS take-off and landing on the moon, asteroids, Phobos, Deimos, etc.).
- a celestial body of complete orbital stations for example, ISS take-off and landing on the moon, asteroids, Phobos, Deimos, etc.
- FIG. 9 A method is shown for launching space-borne ring payloads using standard launch vehicles.
- FIG. 10 The application of the method for the delivery of space blinds is shown.
- 11 shows a method for delivering into space flexible lattice structures or grids behind a membrane drawn from the surface of the planet using thermal expansion and aerostatic lifting force as well as a large bottom effect.
- a method and apparatus for launching cargo 1 with an annular or lattice surface (FIG. 1), for example, an annular orbital station or beam structure for mounting reflective surfaces or trusses for various space structures of significant dimensions, contains at least two detachable accelerating stages 3 and 4, and one last stage 5 which is part of the space structure, the first stage 3 consisting of a fuel tank and engines.
- the steps are repeated in terms of the shape of the rings or gratings of the output cargo 1 and the connection layers are end portions.
- Engines 2 are located in the lower end part of the steps.
- the contour of the plans of annular or lattice surfaces (Fig. 2) may have various options from concentric annular with radial plans to honeycomb frames.
- the lattice cargo is a composite structural element of the cross section of a toroidal orbital station of significant dimensions or of any structure on the surface of the celestial body A to increase the structural perfection of the steps, simplify and provide better conditions for the outflow from the rocket engines of the working fluid 8 (Figure 4) to the side of the fuel tanks give a curved concave bend with a contour in cross section corresponding to the contour of a half-nozzle or “central body” 7 which is a shell th capacity, and rocket engines 2 are located in the upper part of the stage, for example with a linear arrangement of combustion chambers.
- the wall of the tank shell heated on one side by the expiring working fluid is cooled on the other hand by the fuel components, and the expansion pressure of the fuel components during this process is used to pressurize the fuel tank itself.
- the steps are connected by an oblique joint in which the upper part of the lower stage 3 repeats the contour of the lower part of the upper stage 4, etc.
- steps 3, 4, 5 and more n in the form of separate modules of a spherical or oblong cylindrical shape (Fig. 6) which are fixed under a payload 1 repeating its silhouette plan and discarded as the working fluid 8 is developed in this order to ensure the balance of the entire structure with respect to the center of mass and the center of pressure, and to create elastic stability of the rocket system of a significant size and preserve its plane, the system is twisted in this plane to create uniform centrifugal loading silts.
- the Central Bank forces are also used to discard the silhouette plans of the modular steps 3 and 4.
- the steps can also be interconnected to form lattice planes composed of conditional beam capacitances forming power triangles. Fig.
- the 7 for this stage is made in the form of elongated tanks whose ends provide connecting nodes 10 which also have pneumohydraulic connectors for active fuel transfer (redistribution) between the tanks.
- the lateral part of the tanks directed towards the oncoming flow is given an aerodynamic shape or equipped with a fairing 6 with such a scheme for the formation of steps, it is convenient to deliver them to the starting point of the railway or by motor transport.
- the payload weight can be limited only by the thrust of the marching engine which will not exceed the weight of the load by 2-3 times, i.e. more than 500 tons, for example, when using rocket engines such as RD-170.
- the rest of the engines operate only to lift the network from the stages carrying fuel for its operation.
- the payload can be a rather complicated configuration, for example, a large orbital station in full assembly (ISS) or a lunar base which is equipped with modules forming steps in silhouette.
- payloads for example in the form of an annular shape, can be fixed on the external slider directly to the finished standard launch vehicle of Fig. 9.
- FIG. 10 use combined modular steps, delivery into space of flexible lattice structures or meshes tightened by a membrane from the planet surface. 11 is carried out using thermal expansion and aerostatic lifting force as well as a large bottom effect, for which a membrane structure equipped with a frame is placed on the planet surface and engines distributed under the surface of the membrane on the nodes of the frame that include when lifting the structure.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
- Toys (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
Способ и устройство вывода в космос кольцевых и решетчатых поверхностей предназначен для вывода в космос нестандартного полезного груза без модульной сборки или процесса складывания развертывания, что резко сокращает трудозатраты и стоимость космических объектов в космическом пространстве. Данный способ и устройство позволят снизить в десятки раз себестоимость доставки конструкций размерами более 100x100 метров по цене менее 100 дол. за 1 кг. Выводимый негабаритный космический объект в виде например кольцевой орбитальной станции с радиальными планами (спицами-ребрами), значительной величины до 200 метров и более в диаметре или панелей космических электростанций а также телескопов или радаров с решетчатой поверхностью например сотовой, тех же размеров и с возможной выпукло- вогнутой или двояковыпуклой формой, размещают горизонтально плоскостью, на ступенях с топливными емкостями и ракетными двигателями, которые повторяют в проекции силуэтную конфигурацию планов (спиц, ребер балок ферм и др.) негабаритного груза.
Description
Способ вывода в космос кольцевых и решетчатых поверхностей и устройство для его осуществления.
Область техники.
Изобретение относится к области космонавтики а именно к средствам доставки полезных грузов в космос и обратного их возвращения. Изобретение может быть полезно в индустрии туристических орбитальных отелей, в частности больших, диаметром более 100 метров, тороидальных космических станций с исскуственной гравитацией, для космических круизов без кораблей обслуживания (туристы находятся в люксовых каютах кольцевой станции при старте на орбиту и при ее возвращении) астрономических станций, при постройки больших оптических и радиотелескопов, больших фазированных решеток для различных радиотехнических задач, ферменных конструкций, а также для доставки огромных площадей сетчатых конструкций, конструкций в виде жалюзи и пр.
Предшествующий уровень техники.
Из уровня техники известен способ выведения в космос с возвращением многоразовых космических кораблей с орбитальной полезной нагрузкой имеющей аэродинамические плоскости. (Спэйс Шатл, ) Грузовой отсек Шатла недостаточен для вывода негабаритных грузов в космос и возвращения на землю (планету с атмосферой). Известны также устройства ракетных систем снабженных спускаемыми капсулами типа Союз или Апполон которые используют для вывода в космос ракетные блоки установленные вертикально тандемом и пакетной схемой, при которой высота ракетной системы значительно превышает площадь ее миделя что создает значительные продольные массовые перегрузки.. Данное устройство не обеспечивает вывод в космос негабаритных конструкций значительных размеров и сложной конфигурации а также требует сложных стартовых комплексов и утяжеление конструкций ракетных ступеней из-за большого столба веса топлива на днище топливных емкостей где отношение высоты уровня топлива к площади основания на которое оно давит, превышает 1 огромных акустических и вибрационных нагрузках от сосредоточенных в одном месте ракетных двигателей большой мощности. Что ограничивает размеры ракетных систем а значит и веса выводимого груза. Так же такие системы не могут обеспечивать старт с неподготовленных стартовых площадок например с водной поверхности в следствии отсутствия остойчивости ракетной системы.. Известен также способ и устройство перемещения в пространстве значительных по массе грузов патент RU 2159197 С2 где множество
решетчатых поверхностей образовано балками или фермами при этом перевозимый груз закреплен на стропах в одной точке а ракетные двигатели и емкости с топливом сосредоточены на узлах соединений этих балок, который ограничивает выведение в космос грузов так как имеет лишний вес виде ферм и балок и сосредоточение в узлах ракетных двигателей и емкостей с топливом, а также данный способ не обеспечивает вывод самих решетчатых или кольцевых конструкций. Целью настоящего изобретения является устранение данных недостатков, за счет равномерного распределения тяги двигателей по решетчатой или кольцевой конструкции и ступеням предназначенным для ее вывода в космос причем планы таких ступеней (фермы и балки) выполняют в виде емкостей с топливом.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Изобретение направлено на расширение функциональных возможностей и повышения эффективности вывода в космос космических объектов значительных размеров и сложной конфигурации одним запуском, без использования принципов складывания-развертывания, а также без дорогих и многодельных операций сближения-стыковки-монтажа при модульной сборки в космосе объектов которые невозможно целиком поместить в грузовых отсеках существующих ракетах носителях..
Решение поставленной задачи обеспечивается тем, что в способе вывода в космос кольцевых и решетчатых поверхностей снабженного ракетным носителем представляющим собой совокупность ступеней состоящих из топливных емкостей и ракетных двигателей, согласно изобретению, выводимый в космос объект (полезную нагрузку) без складывания а также без дробления на отдельные модули, целиком размещают на ракетных блоках (ступенях) повторяющих форму (планов) выводимого груза, выполненных и соединенных между собой согласно силуэтной или близкой к силуэтной его конфигурации. При этом вся ракетная система приобретает вид кольцевой или решетчатой поверхности, которую выводят в космос условной плоскостью к потоку или условным ребром этой плоскости. Возможно чтобы кольцевые или решетчатые поверхности были доставлены и возвращены из космоса используя аэродинамическое торможение атмосферой планеты путем затягивания (заполнения) пустого пространства между планами перепонками в виде эластичных мембран из жаропрочной фольги или пленки или ткани. Или возвращают груз используя его естественную форму с эффектом решетчатого или кольцевого крыла или простой плоской поверхности в случае если пространство между планами затягивают мембранами. При этом в первом случае плоскость кольцевой или решетчатой поверхности располагается перпендикулярно потоку то во втором плоскость располагают ребром к потоку с необходимым углом атаки. Уровень топлива в емкостях силуэтных ступеней для вывода полезного груза (кольцевой или решетчатой поверхности) а также тяга, вибрации и акустические нагрузки распределены равномерно на ребрах кольца, фермы,
решетчатой плоскости, согласно интеграции ее ширины и локальной массы, причем на участке вывода в космос или на участке возвращения из космоса возможно вращение всей плоскости для создания центробежных сил для придания жесткости и аэроупругой устойчивости всей системе. Кроме того для обеспечения наилучших характеристик ступеней (конструктивного совершенства) в устройстве вывода кольцевых и решетчатых грузов топливные емкости выполняют в поперечном сечении фигурной формы, при которой их боковая поверхность является частью сопла (центрального тела) при этом ракетные двигатели располагают в верхней части ступеней с линейным расположением камер, истекающие газы омывают часть ступени нагревая через оболочку топливо которое расширяясь обеспечивает самонаддув топливной емкости, при этом автоматически происходит охлаждение самой оболочки боковой поверхности ступени.
Выводимый негабаритный космический объект в виде например кольцевой орбитальной станции, значительной величины или решетчатой поверхности, жалюзи, фермы, в виде плоской или выпукло вогнутой или двояковыпуклой формы, размещают плоскостью, горизонтально на ступенях с топливными емкостями и ракетными двигателями, которые повторяют в проекции силуэтную конфигурацию(форму) полезной нагрузки (выводимого объекта), при этом отдельным составным силовым элементам такой конфигурации Ребрам, балкам или ободу Выводимого объекта (полезной нагрузке) придают отдельную аэродинамическую форму или снабжают отдельным обтекателем, который также имеет в своем основании силуэтное подобие выводимого объекта. Силуэтные ступени располагают тандемом в виде слоев или условных плоскостей, имеющих ширину силуэтной проекции и высоту(толщину) которая характеризует объем топливной емкости ступени. При этом тягу двигателей на силуэтных ступенях распределяют таким образом, чтобы обеспечить равномерное распределение тяги и акустических нагрузок от работающих двигателей, большим количеством но малой тягой располагая их на максимальном расстоянии друг от друга, по силуэту выводимого груза, согласно концентрации масс в различных точках полезного груза согласно его конфигурации (формы) А возвращают объект торможением атмосферой и планированием, используя эффекты решетчатого крыла для решетчатого полезного груза и кольцеплана для кольцевого. Можно наращивать ступени и в горизонтальной плоскости путем присоединения их к полезной нагрузке, таким образом, что горизонтально лежащие топливные емкости являются ребрами решетки, при этом топливным емкостям придают аэродинамическую форму. Полезная нагрузка имеет ракетный двигатель тягой превосходящей ее вес. А каждая горизонтально лежащая ступень снабжается ракетными двигателями с тягой соответствующей их весу. Ступени соединяют торцами между собой, жестко или шарнирно в плане образуя силовые треугольники- ребра решетки. Узлы соединений ступеней имеют топливные связи между собой для взаимного распределения топлива, а разделение ступеней происходит Путем отброса топливных блоков (ребер решетки) от периферии к центру при этом часть
з
топлива перекачивается в баки которые расположены ближе к центру и крепятся к полезной нагрузке, вторая же часть расходуется двигателями ступени донора.
Возможно чтобы топливные емкости, образующие ребра решетки, выполнялись обтекаемой формы в виде несущего профиля в сечении которые создают подъемную силу по типу решетчатого крыла а для создания упругой устойчивости формы кольцевых или решетчатых объектов на этапе выведения или спуска в атмосфере, их плоскость закручивают вокруг центра масс при этом центробежные силы создают необходимые напряжения в конструкции повышающие ее жесткость и формирующие правильную форму связки, при этом периферийные отработанные ступени отбрасывают по мере расхода топлива, При этом ступеней может быть сколько угодно много, а вес полезной нагрузки ограничивается только тягой маршевого двигателя, которая может превышать вес груза достаточной для заданного ускоренного подъема, например в 1,5 - 2 раза, при этом Остальные двигатели работают только для подъема связки из ступеней несущих топливо для его работы. Таким образом, периферийные ступени работают питая свои собственные двигатели и подкачивают емкости ступеней расположенных ближе к центру, (емкости ступеней перефирии расходуют топливо гораздо быстрее центральных) при этом на быстро теряющих в весе периферийных ступенях пропорционально уменьшают тягу двигателей с таким расчетом чтобы сохранить правильную плоскость общей системы (связки).
Возможно чтобы силуэтные ступени были раздроблены на отдельные топливные модули ( были составными ) при этом отбрасывают их по мере расхода топлива, в последовательности при которой сохраняется равновесие кольцевой или решетчатой поверхности балансом тяги ракетных двигателей.
Соединять силуэтные (кольцевые) ступени можно между собой косым стыком («на ус») при котором топливным емкостям в поперечном сечении придают такой контур что одна из стенок топливной емкости является частью сопла (центрального тела) организующего истечение из камер ракетных двигателей, причем при обтекании боковой поверхности ступени горячим потоком реактивной струи происходит теплопередача через оболочку топливной емкости топливу, которое при этом расширяется и создает давление внутри нее, которое используют для ее наддува, при этом автоматически осуществляют охлаждение самой стенки топливной емкости.
Причем в устройстве для вывода в космос негабаритных объектов при эксплуатации и возвращении на планету, пространство между кольцевыми или решетчатыми планами груза затягивают мембранами, которые используют как рефлекторные поверхности для отражения в оптическом и радиодиапазонах. В сложенном виде мембраны располагают под обтекателями в рулонах или бобинах на планах, а также узлах их пересечений (соединений) и после доставки в космос с помощью фалов закрепленных одним концом на шкаторине мембраны другим концом на противоположной балке плана. Путем сокращения длины фала шкаторину мембраны сматывающейся с рулона или бобины, притягивают к
противоположному плану и крепят с необходимым натяжением и если необходимо с герметизацией. Мембраны могут быть затянуты как с одной стороны плоскости, так и с другой, возможен вывод в космос решетчатых конструкций в виде жалюзи, при этом во время старта с земли плоскости жалюзи ориентируют ребрами к потоку, при этом во время возвращение из космоса жалюзи закрывают и используют сплошную плоскость для аэродинамического торможения и планирования, возможно использование плоскостей жалюзи как решетчатое крыло кроме того доставку в космос гибких решетчатых конструкций или сеток затянутых мембраной с поверхности планеты осуществляют с использованием термического расширения и аэростатической подъемной силы а также донного эффекта большой площади, для чего мембранную конструкцию снабженную каркасом расстилают на поверхности планеты причем двигатели распределяют под повехностью мембраны на узлах каркаса которые включают при подеме конструкции, при этом струи от ракетных двигателей нагнетают под мембрану гарячий газ с температурой tl который создает аэростатическую подъемную силу Fst наряду с реактивной силой Fr причем при подъеме конструкции тягу двигателей и вектор их тяги, распределяют на мембране таким образом чтобы происходило формирование оболочечной конструкции в виде выпукловогнутой поверхности например полусферы при котором истекающее из ракетных двигателей рабочее тело создавало тепловой пузырь с давлением Pg истекающий из созданной конструкции создавая дополнительную подъемную силу Fg таким образом обеспечивая равенмство F=Fst+Fri-Fb+Fg, возможно использование еще одной дополнительной подъемной силы Fb - силы Бернулли возникающей при боковом обдуве конструкции ветром при ее подъеме.
Краткое описание чертежей.
На Фиг. 1. Схематично представлен способ вывода в космос груза кольцевой формы, например кольцевой орбитальной станции в полном ее сборе (с кольцевым планом) и с радиальными лучами и концентрациями массы в различных частях.
На Фиг. 2. Схематично представлены различные варианты способа и расположения ракетных ступеней с двигателями для вывода в космос объекта кольцевой решетчатой и решетчатой сотовой формы, например, кольцевых космических станций, ячеек больших орбитальных телескопов, фазовых решеток, параболических силовых конструкций, жалюзи, или строительных элементов гигантских тороидальных обитаемых станций,.
На Фиг. 3. Схема способа многоразового применения для вывода в космос и возврата отработанных ступеней и грузов на землю кольцевой и решетчатой формы в режиме решетчатого крыла и кольцеплана, например при сборке или демонтаже орбитальной кольцевой станции значительных размеров
На Фиг.4. Общий вид способа соединения ракетных ступеней «на ус» для увеличения конструктивного совершенства ступеней и характеристик истечения реактивной струи с автоматическим наддувом топливных емкостей и охлаждением их оболочки соприкасающейся с горячей реактивной струей
На Фиг.5. Показан способ затягивания межпланового пространства решетчатых поверхностей мембранами для создания отражающих поверхностей в космосе например для параболических рефлекторов а также аэродинамических поверхностей при возвращения из космоса.
На фиг.6. Схематично показан способ модульного размещения и отброса ступеней на силуэтных планах кольцевой или решетчатой поверхности.
На Фиг. 7 Показан способ соединения ракетных ступеней в плоскую связку неограниченной площади и отброса их по мере использования.
На Фиг. 8 Показано применение способа вывода или посадки грузов сложной конфигурвции, например доставка в космос или посадка на небесное тело орбитальноых станций в сборе (например взлет-посадка МКС на Луну, астероиды, Фобос, Деймос и т.д).
На Фиг. 9 Показан способ вывода в космос негабаритных кольцевых полезных грузов с использованием стандартных ракет-носителей.
На Фиг. 10 Показано применение способа для доставки в космос жалюзи. На фиг.11 Показан способ доставки в космос гибких решетчатых конструкций или сеток за тянутых мембраной с поверхности планеты с использованием термического расширения и аэростатической подъемной силы а также донного эффекта большой площади.
ВАРИАНТЫ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ.
Способ и устройство для вывода в космос грузов 1 с кольцевой или решетчатой поверхностью (Фиг.1) например кольцевой орбитальной станции или балочной конструкции для монтажа отражающих поверхностей или ферм для различных космических конструкций значительных размеров содержит по меньшей мере две отделяемые разгонные ступени 3 и 4 и одну последнюю ступень 5 являющейся частью космической конструкции, первую ступень 3 состоящую из топливной емкости и двигателей, Ступени повторяют в плане очертания колец или решеток выводимого груза 1 и соединяются послойно торцевыми частями. Двигатели 2 располагают в нижней торцевой части ступеней. Причем контур планов кольцевых или решетчатых поверхностей (Фиг. 2) может иметь различные варианты от концентрических кольцевых с радиальными планами до сотовых рамочных. Кроме того возможно использование планов ракетной системы (Фиг. 3) для вывода грузов, возвращения ступеней или возвращения самого груза из космоса в режиме решетчатых крыльев или кольцепланов. Что очень важно при большом количестве запусков, например, в случае если кольцевой или
б
решетчатый груз представляет собой составной конструктивный элемент поперечного сечения тороидальной орбитальной станции значительных размеров или какого либо строения на поверхности небесного тела А для увеличения конструкционного совершенства ступеней, упрощения и обеспечения лучших условий истечения из ракетных двигателей рабочего тела 8 (Фиг.4) боковой стороне топливных емкостей придают фигурный вогнутый изгиб с контуром в поперечном сечении соответствующим контуру полусопла или «центрального тела» 7 которое является оболочкой емкости, а ракетные двигатели 2 располагают в верхней части ступени например с линейным расположением камер сгорания. При этом стенка 7 оболочки бака нагреваемая с одной стороны истекающим рабочим телом, охлаждается с другой стороны компонентами топлива, причем давление расширения компонентов топлива при таком процессе используют для наддува самой топливной емкости. При чем ступени соединяют косым стыком при котором верхняя часть нижней ступени 3 повторяет контур нижней части верхней ступени 4 и т.д.
Кроме того, возможно спасение ступеней и возвращение выводимого груза 1 из космоса путем затягивания пустых площадей между планами мембранами 9 (Фиг. 5) которые хранятся на активном участке полета в сложенном виде в обтекаемых отсеках 6 на специальных катушках в узлах решетки или на ее планах (ребрах) и расправляются, затягивая пространства между планами для создания отражающих поверхностей в космосе и для входа в атмосферу с аэродинамическим качеством, при возвращении, причем если расстояние дельта 2 значительно превышает дельта 1 Фиг.5 то при подачи газа между верхней и нижней оболочками 9 формируют сегментально коническую капсулу, при этом достигают значительного снижения удельной нагрузки на капсулу с грузом менее 10 кг/м.кв.
Возможно также выполнение ступеней 3, 4, 5 и более п, в виде отдельных модулей шаровой или продолговатой цилиндрической формы (Фиг. 6) которые крепят под полезным грузом 1 повторяя его силуэтный план и отбрасывают по мере выработки рабочего тела 8 в таком порядке чтобы обеспечить равновесие всей конструкции относительно центра масс и центра давления, а для создания упругой устойчивости ракетной системы значительного размера и сохранения ее плоскости систему закручивают в этой плоскости для создания равномерной нагруженности Центробежными силами. При этом ЦБ силы также используют для отброса расположенных по силуэту планов модульных ступеней 3 и 4. Ступени так же могут соединяться между собой образуя решетчатые плоскости составленные из условных балок-емкостей образующих силовые треугольники Фиг.7 для этого ступени выполняют в виде продолговатых емкостей торцы которых снабжают соеденительными узлами 10 которые имеют также пневмогидравлические разъемы для активной перекачки топлива (перераспределения) между емкостями. Боковой части емкостей направленной набегающему потоку придают аэродинамическую форму или снабжают обтекателем 6 при такой схеме формирования ступеней удобна их доставка к месту старта ж.д или
автотранспортом. При этом ступеней может быть сколько угодно много а вес полезной нагрузки может быть ограничен только тягой маршевого двигателя которая не будет превышать вес груза в 2-3 раза, т.е более 500 тонн например при использовании ракетных двигателей например РД-170. Остальнве двигатели работают только для подъема сети из ступеней несущих топливо для его работы. При этом на двигателях первых ступеней расположенных по периферии связки по мере уменьшения количества топлива снижают тягу крмпенсируя вес ступени с таким расчетом чтобы условная плоскость связки из ступеней и полезного груза сохраняла правильную (заданную) форму. Способ вывода в космос также позволяет выполнять обратную операцию т. е. мягкую посадку на планету или астероид, Фиг. 8 При этом полезный груз может представлять из себя довольно сложную конфигурацию например большую орбитальную станцию в полном сборе (МКС) или лунную базу которую снабжают по силуэту модулями образующими ступени. Кроме того полезные грузы например в виде кольцевой формы можно закрепить на внешней подвеске непосредственно к готовой стандартной ракете-носителе Фиг.9. при этом для разгрузки и путевой устойчивости полезного груза на нем закрепляют вспомогательные двигатели тяги и управления. Для вывода конструкций в виде жалюзи Фиг. 10 применяют комбинированные модульные ступени, доставку в космос гибких решетчатых конструкций или сеток затянутых мембраной с поверхности планеты Фиг.11 осуществляют с использованием термического расширения и аэростатической подъемной силы а также донного эффекта большой площади, для чего мембранную конструкцию снабженную каркасом расстилают на поверхности планеты причем двигатели распределяют под повехностью мембраны на узлах каркаса которые включают при подеме конструкции. при этом струи от ракетных двигателей нагнетают под мембрану гарячий газ с температурой tl который создает аэростатическую подъемную силу Fst наряду с реактивной силой Fr причем при подъеме конструкции тягу двигателей и вектор их тяги, распределяют на мембране таким образом чтобы происходило формирование оболочечной конструкции в виде выпукловогнутой поверхности например полусферы при котором истекающее из ракетных двигателей рабочее тело создавало тепловой пузырь с давлением Pg истекающий из созданной конструкции создавая дополнительную подъемную силу Fg таким образом обеспечивая равенмство F=Fst+Fr+Fb+Fg, возможно использование еще одной дополнительной подъемной силы Fb - силы Бернулли возникающей при боковом обдуве конструкции ветром при ее подъеме.
ЛИТЕРАТУРА.
СП. Уманский Ракеты-носители. Космодромы. М., Изд-во Рестарт- 2001 - 216 с.
К. Гэтланд. Ракетно-Кос ическая Техника. Изд. Мир.
Claims
1. Способ вывода в космос кольцевых и решетчатых поверхностей снабженных ступенями в виде емкостей с топливом и ракетными двигателями для разгона на участке выведения а также парашютами или крыльями на участке спуска на планету имеющую атмосферу, отличается тем, что выводимый негабаритный космический объект в виде например кольцевой орбитальной станции, значительной величины или решетчатой поверхности в виде плоской или выпукло вогнутой или двояковыпуклой формы, образованной ребрами-фермами размещают плоскостью, горизонтально на ступенях с топливными емкостями и ракетными двигателями, которые повторяют в проекции силуэтную конфигурацию(форму) полезной нагрузки (выводимого объекта), при этом отдельным составным силовым элементам такой конфигурации ребрам, балкам или ободу выводимого объекта (полезной нагрузке) придают отдельную аэродинамическую форму или снабжают отдельными обтекателями, которые также имеют в своем основании силуэтное подобие выводимого объекта, при этом силуэтные ступени располагают тандемом в виде слоев или условных плоскостей, имеющих ширину силуэтной проекции и высоту(толщину) которая характеризует объем топливной емкости ступени, при этом тягу двигателей на силуэтных ступенях распределяют таким образом, чтобы обеспечить равномерное распределение тяги и акустических нагрузок от работающих двигателей, большим их количеством но малой тягой, располагая их на максимальном расстоянии друг от друга, по силуэту выводимого груза, согласно концентрации масс в различных точках полезного груза согласно его конфигурации (формы), а возвращают объект торможением атмосферой и планированием, используя эффекты решетчатого крыла для решетчатого полезного груза и кольцеплана для кольцевого.
2. Способ по п. 1 отличается тем, что ступени наращивают в горизонтальной плоскости путем присоединения их к полезной нагрузке, таким образом, что горизонтально лежащие топливные емкости являются ребрами плоской решетки, при этом топливным емкостям придают аэродинамическую форму, полезная нагрузка имеет ракетный двигатель тягой превосходящей ее весу, а каждая горизонтально лежащая ступень снабжается ракетными двигателями с тягой с таким же отношением к их весу, ступени соединяют торцами между собой, жестко или шарнирно в плане образуя силовые треугольники- ребра решетки, узлы соединений ступеней имеют топливные связи между собой для взаимного распределения
топлива, а разделение ступеней происходит путем отброса топливных блоков (ребер решетки) от периферии к центру, при этом часть топлива из емкостей периферийных ступеней постоянно перекачивается в емкости которые расположены ближе к центру и крепятся к полезной нагрузке при этом периферийные ступени перед отделением расходуют топливо быстрее ступеней расположенных ближе к центру при одновременном снижении тяги двигателей для сохранения плоскости общей связки при этом периферийные отработанные ступени отбрасывают по мере расхода топлива, кроме того для дополнительной гиростабилизации такой плоской ракетной связки, возможна ее закрутка всей плоскостью относительно центра масс, при этом ступеней может быть сколько угодно много а вес полезной нагрузки может быть ограничен только тягой маршевого двигателя которая не будет превышать вес груза в 2-3 раза а остальные двигатели работают только для подъема сети из ступеней несущих топливо для его работы.
3. Способ по п. 2 отличается тем, что топливные емкости, образующие ребра решетки, выполняют обтекаемой формы в виде несущего профиля в сечении которые создают подъемную силу по типу решетчатого крыла.
4. Способ по п. 1 отличается тем, что для создания упругой устойчивости формы кольцевых или решетчатых объектов на этапе выведения или спуска в атмосфере, их плоскость закручивают вокруг центра масс при этом
центробежные силы создают необходимые напряжения в конструкции повышающие ее жесткость и формирующие правильную форму
5. Способ по п. 1 отличается тем, что силуэтные ступени дробят на отдельные модули (делают составными ) и отбрасывают их по мере расхода топлива, в последовательности при которой сохраняется равновесие кольцевой или решетчатой поверхности балансом тяги ракетных двигателей, кроме того возможно деление самой полезной нагрузки на отдельные фрагменты оборудованные системами спасения например при аварийной ситуации.
6. Способ по п. 1 отличается тем, что ступени соединяют между собой косым стыком («на ус») при котором топливным емкостям в поперечном сечении придают такой контур что одна из стенок топливной емкости является частью сопла (центрального тела) организующего истечение из камер ракетных двигателей, причем при обтекании боковой поверхности ступени горячим потоком реактивной струи происходит теплопередача через оболочку топливной емкости топливу, которое при этом расширяется и создает давление внутри нее, которое используют для ее наддува, при этом автоматически осуществляют охлаждение самой стенки топливной емкости.
7. Способ по п. 1 отличается тем, что после вывода в космос негабаритных объектов пространство между кольцевыми или решетчатыми планами груза затягивают мягкими мембранами, или жалюзи, которые используют как рефлекторные поверхности для отражения в оптическом и радиодиапазонах, в сложенном виде мембраны располагают под обтекателями на планах, а также в узлах их пересечений (соединений) а жалюзи ориентируют ребром к потоку, и после доставки в космос с помощью
ю
фалов закрепленных одним концом на шкаторине мембраны другим концом на противоположной балке плана, путем сокращения длины фала шкаторину мембраны притягивают к противоположному плану и крепят с необходимым натяжением и если необходимо с герметизацией, мембраны могут быть затянуты как с одной стороны плоскости, так и с другой, при этом плоскости жалюзи просто ориентируют нужным образом, используя приводы.
8 Способ по п. 1 отличается тем, что полезную нагрузку выполняют в виде сегмента (открытого цилиндра) большой тороидальной станции, при этом торцевые части сегмента оставляют открытыми для свободного прохождения набегающего потока, причем все переборки сегмента ориентируют ребром к потоку.
9. Способ по п. 8 отличается тем, что доставку в космос гибких решетчатых конструкций или сеток затянутых мембраной с поверхности планеты осуществляют с использованием термического расширения и аэростатической подъемной силы а также донного эффекта большой площади, для чего мембранную конструкцию снабженную каркасом расстилают на поверхности планеты причем двигатели распределяют под повехностью мембраны на узлах каркаса которые включают при подеме конструкции, при этом струи от ракетных двигателей нагнетают под мембрану гарячий газ с температурой tl который создает аэростатическую подъемную силу Fst наряду с реактивной силой Fr причем при подъеме конструкции тягу двигателей и вектор их тяги, распределяют на мембране таким образом чтобы происходило формирование оболочечной конструкции в виде выпукловогнутой поверхности например полусферы при котором истекающее из ракетных двигателей рабочее тело создавало тепловой пузырь с давлением Pg истекающий из созданной конструкции создавая дополнительную подъемную силу Fg таким образом обеспечивая равенство F=Fst+Frl-Fb+Fg, возможно использование еще одной дополнительной подъемной силы Fb - силы Бернулли возникающей при боковом обдуве конструкции ветром при ее подъеме.
10. Устройство для осуществления способа по п.1 характеризующееся тем, что кольцевую поверхность выполняют в виде герметичного полого тора образующего обитаемую космическую станцию с искусственной гравитацией, внутри которой размещают бытовые и технические отсеки, к центру кольца сходятся радиальные лучи выполненные из полых труб- топливных емкостей, количество которых выбирают по меньшей мере три, внутри которых после освобождения емкостей, проходят тоннели для перемещения людей и грузов к центру станции, при этом лучи герметично соединяются с центральным герметичным цилиндрическим модулем с обтекаемой торцевой частью, кольцо с радиальными лучами размещают на полых кольцевых ступенях с радиальными трубчатыми лучами, образующими топливные емкости, при этом количество ступеней выбирают по меньшей мере три, в нижней торцевой частях ступеней располагают
ракетные двигатели согласно локальному распределению проекции масс по выводимой в космос поверхности.
11. Устройство по п. 9 отличается тем, что кольцо выполняют в сечении в виде например овального профиля для обтекания, а радиальные лучи из полых сплюснутых труб емкостей, образующих аэродинамические трапециевидные поверхности, при этом профилированное кольцо с профилированными трубами в комплексе образуют аэродинамическую схему типа кольцеплан.
12. Устройство по п 10 отличается тем, что вся кольцевая внутренняя площадь кольцеплана и пространство между радиальными трубами стянута силовой решетчатой (сетчатой) поверхностью, при этом кольцо образует силовой обод такой стяжки, причем радиальные трубы жестко связаны с сетью.
13. Устройство по п. 10 отличается тем, что в местах соединений радиальных труб с внутренней частью кольца, кольцо делают толще где размещают просторные холлы и аудитории,
14. Устройство по п. 11 отличается тем, что утолщения снабжают большими панорамными окнами и иллюминаторами.
15. Устройство по п. 10 отличается тем, что в торцевых частях центрального цилиндрического модуля размещают барабаны с эластичной жаропрочной оболочкой скроенной в виде верхнего и нижнего купола которые укладывают спирально на барабан до старта кольцевой поверхности в космос и расправляют их перед входом в атмосферу и посадкой, при этом периферийную часть (основание) куполов крепят по окружности к кольцу причем верхний купол выполняют более выпукловогнутым чем нижний, причем внутренней пространство куполов наддувают газом например при торможении встречным набегающим потоком.
16. Устройство по п. 13 отличается тем, что межкупольное пространство наддутое газом образует аэродинамическую форму спускаемого космического аппарата типа «фара».
17. Устройство по п, 11 отличается тем, что сетчатая (решетчатая) поверхность стяжки используется для радиотехнических задач например как вспомогательный каркас орбитального отражателя при этом кольцевой обод используют для размещения витков катушки индуктивности значительных размеров например из сверхпроводящих материалов.
18. Устройство для осуществления способа по п. 7 характеризующееся тем, что сетчатая поверхность стяжки перед посадкой используют как силовую сеть для развертывания мембранной поверхности для торможения,
19. Устройство для осуществления способа по п. 8 характеризующееся тем, что силовую схему сегмента выполняют наборной конструкцией шпангоуты которой образованы решетчатой поверхностью а стрингеры сплошной плоскостью, набор обшивают внешней с большим радиусом и внутренней с меньшим радиусом оболочками вставленными друг в друга на определенном расстоянии, количество которых может достигать десяти,
оболочки снабжают окнами люками и стыковочными крепежными элементами, а также отрезками магистралей с электро и гидро при этом поперечные герметичные переборки расположенные перпендикулярно к набегающему потоку делают в виде жалюзи.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012132660 | 2012-07-31 | ||
| RU2012132660A RU2627904C2 (ru) | 2012-07-31 | 2012-07-31 | Способ и устройство для вывода в космос объектов с кольцевыми и решетчатыми поверхностями и способ вывода в космос объектов с гибкими, например, сетчато-мембранными поверхностями. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2014021744A2 true WO2014021744A2 (ru) | 2014-02-06 |
| WO2014021744A3 WO2014021744A3 (ru) | 2014-06-19 |
Family
ID=50028621
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2013/000661 WO2014021744A2 (ru) | 2012-07-31 | 2013-07-31 | Способ вывода в космос кольцевых и решетчатых поверхностей и устройство для его осуществления |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2627904C2 (ru) |
| WO (1) | WO2014021744A2 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ES2623354A1 (es) * | 2016-01-11 | 2017-07-11 | Fº JAVIER PORRAS VILA | Lanzadera espacial con los cohetes en radio de palanca |
| CN107600319A (zh) * | 2017-09-19 | 2018-01-19 | 中国水产科学研究院渔业机械仪器研究所 | 一种返回舱操作平台 |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2691552C1 (ru) * | 2018-02-13 | 2019-06-14 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Узел регулировки натяжения строп |
| RU2741672C1 (ru) * | 2020-06-09 | 2021-01-28 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Головной отсек сверхзвукового летательного аппарата |
| US11305897B2 (en) * | 2020-08-21 | 2022-04-19 | Brandon West | Moon complex, orbiting docking spaceport, and methods of use and transportation |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3169725A (en) * | 1962-05-24 | 1965-02-16 | Rene A Berglund | Erectable modular space station |
| US3232560A (en) * | 1963-02-25 | 1966-02-01 | Aerojet General Co | Recoverable space vehicle |
| RU2130878C1 (ru) * | 1996-06-18 | 1999-05-27 | Иркутский государственный университет | Способ вывода на космическую орбиту полезного груза |
| RU2137680C1 (ru) * | 1997-04-01 | 1999-09-20 | Никитин Андрей Андреевич | Многоступенчатая ракета |
| US6471159B1 (en) * | 2000-09-05 | 2002-10-29 | Mutsuro Bundo | Airship shaped space craft |
| RU2005108919A (ru) * | 2005-03-29 | 2006-09-10 | Олег Александрович Александров (RU) | Способ транспортировки в космос и возвращения обратно объектов сложной конфигурации и гиперзвуковой ракетостат для его осуществления |
-
2012
- 2012-07-31 RU RU2012132660A patent/RU2627904C2/ru not_active IP Right Cessation
-
2013
- 2013-07-31 WO PCT/RU2013/000661 patent/WO2014021744A2/ru active Application Filing
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3169725A (en) * | 1962-05-24 | 1965-02-16 | Rene A Berglund | Erectable modular space station |
| US3232560A (en) * | 1963-02-25 | 1966-02-01 | Aerojet General Co | Recoverable space vehicle |
| RU2130878C1 (ru) * | 1996-06-18 | 1999-05-27 | Иркутский государственный университет | Способ вывода на космическую орбиту полезного груза |
| RU2137680C1 (ru) * | 1997-04-01 | 1999-09-20 | Никитин Андрей Андреевич | Многоступенчатая ракета |
| US6471159B1 (en) * | 2000-09-05 | 2002-10-29 | Mutsuro Bundo | Airship shaped space craft |
| RU2005108919A (ru) * | 2005-03-29 | 2006-09-10 | Олег Александрович Александров (RU) | Способ транспортировки в космос и возвращения обратно объектов сложной конфигурации и гиперзвуковой ракетостат для его осуществления |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ES2623354A1 (es) * | 2016-01-11 | 2017-07-11 | Fº JAVIER PORRAS VILA | Lanzadera espacial con los cohetes en radio de palanca |
| CN107600319A (zh) * | 2017-09-19 | 2018-01-19 | 中国水产科学研究院渔业机械仪器研究所 | 一种返回舱操作平台 |
| CN107600319B (zh) * | 2017-09-19 | 2023-08-15 | 中国水产科学研究院渔业机械仪器研究所 | 一种返回舱操作平台 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2627904C2 (ru) | 2017-08-14 |
| WO2014021744A3 (ru) | 2014-06-19 |
| RU2012132660A (ru) | 2014-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3144219A (en) | Manned space station | |
| US8132762B2 (en) | Space based rotating film solar battery array | |
| US6439508B1 (en) | Inflatable habitation volumes in space | |
| US3169725A (en) | Erectable modular space station | |
| WO2014021741A2 (ru) | Способ многократного вывода в космос и возвращения негабаритного груза и устройство его осуществления | |
| US5086999A (en) | Modular space structure | |
| US4579302A (en) | Shuttle-launch triangular space station | |
| US3300162A (en) | Radial module space station | |
| WO2014021744A2 (ru) | Способ вывода в космос кольцевых и решетчатых поверхностей и устройство для его осуществления | |
| US20090302166A1 (en) | Space station, launch vehicle, and method of assembly | |
| ES2860772T3 (es) | Cápsula para vuelos espaciales o en el espacio cercano | |
| CN101850852B (zh) | Sport时钟扫描卫星 | |
| US20130287984A1 (en) | Fluid extrusion space structure system | |
| US5441221A (en) | Heavy-lift vehicle-launched space station method and apparatus | |
| US4878637A (en) | Modular space station | |
| US4744533A (en) | Modular space station | |
| EP3770352B1 (en) | A concept of the sdt (self deployable tensegrity) structure for the rapid and precise lifting of helium aerostats, especially into the stratosphere | |
| Derbes | Case studies in inflatable rigidizable structural concepts for space power | |
| Kaya et al. | Crawling robots on large web in rocket experiment on Furoshiki deployment | |
| Bernasconi et al. | Inflatable, space-rigidized structures. Overview of applications and their technology impact | |
| Oleson | A 1 MW Solar Electric and Chemical Propulsion Vehicle for Piloted Mars Opposition Class Missions | |
| CN115123582A (zh) | 一种千米级超大尺度太空综合基地及其在轨构建方法 | |
| JP2024505706A (ja) | 無人型のハイブリッドインフレータブル航空機 | |
| Garner et al. | A solar sail design for a mission to the near-interstellar medium | |
| US20090072084A1 (en) | Lighter-than-air vehicles |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| WWE | Wipo information: entry into national phase |
Ref document number: 2013825275 Country of ref document: EP |
|
| 121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 13825275 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A2 |
|
| 122 | Ep: pct application non-entry in european phase |
Ref document number: 13825275 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A2 |