UA56364C2 - Авіаційно-космічна система - Google Patents
Авіаційно-космічна система Download PDFInfo
- Publication number
- UA56364C2 UA56364C2 UA2002021653A UA02021653A UA56364C2 UA 56364 C2 UA56364 C2 UA 56364C2 UA 2002021653 A UA2002021653 A UA 2002021653A UA 02021653 A UA02021653 A UA 02021653A UA 56364 C2 UA56364 C2 UA 56364C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- launch
- transport
- container
- elements
- fuselage
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 17
- 239000012528 membrane Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 6
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims description 5
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 claims 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 claims 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims 1
- 241001596784 Pegasus Species 0.000 description 4
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 4
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 1
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 1
- 239000003949 liquefied natural gas Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 231100000331 toxic Toxicity 0.000 description 1
- 230000002588 toxic effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D5/00—Aircraft transported by aircraft, e.g. for release or reberthing during flight
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D1/00—Dropping, ejecting, releasing or receiving articles, liquids, or the like, in flight
- B64D1/02—Dropping, ejecting, or releasing articles
- B64D1/08—Dropping, ejecting, or releasing articles the articles being load-carrying devices
- B64D1/10—Stowage arrangements for the devices in aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D7/00—Arrangement of military equipment, e.g. armaments, armament accessories or military shielding, in aircraft; Adaptations of armament mountings for aircraft
- B64D7/08—Arrangement of rocket launchers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
- B64G1/005—Air launch
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G5/00—Ground equipment for vehicles, e.g. starting towers, fuelling arrangements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Transportation (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Nitrogen And Oxygen Or Sulfur-Condensed Heterocyclic Ring Systems (AREA)
- Loading And Unloading Of Fuel Tanks Or Ships (AREA)
Abstract
Авіаційно-космічна система містить літак-носій, ракету-носій, корисне навантаження. Ракета-носій з рідинними ракетними рушійними установками розміщена всередині фюзеляжу літака-носія в транспортно-пусковому контейнері за допомогою установних елементів принаймні в двох поясах, між глухим торцем транспортно-пускового контейнера і торцем ракети-носія утворена герметична пневматична камера, в якій розташовані бортові елементи пристроїв заправляння ракети-носія паливом і робочими тілами, елементи пристрою дренажу, елементи пристрою підживлення рідинних ракетних рушійних установок паливом, електричні зв'язки, причому всі згадані пристрої, електричні зв'язки і бортові елементи приєднані до торця ракети-носія за допомогою роз'ємних з'єднань, при цьому транспортно-пусковий контейнер забезпечений пристроєм пневматичного десантування, виконаного у вигляді джерела високого тиску, з'єднаного запірною арматурою з пневматичною камерою, і розташованого в транспортно-пусковому контейнері, забезпеченого теплоізоляцією, причому діаметр вільного торця контейнера, забезпеченого мембраною, що розривається, герметично з'єднаний з периметром отвору в фюзеляжі. Система, що пропонується дозволяє збільшити вантажопідйомність і знизити питому вартість виведення корисного навантаження, забезпечити високу безпеку літака-носія і його екіпажу, а також забезпечити екологічну безпеку системи.
Description
Опис винаходу
Винахід відноситься до аерокосмічної техніки і, зокрема, може бути використаний для виведення на низькі і 2 середньовисокі навколоземні орбіти різних корисних навантажень, наприклад, супутників зв'язку, навігації, моніторингу, в тому числі екологічного, апаратури для наукових досліджень, а також для оперативної доставки корисних вантажів у віддалені точки Землі і Світового океану.
Попередній рівень техніки
За даними європейської фірми "Евроконсалт" в період 2000 - 2015 років виникне потреба вивести в космос 70 близько 1800 супутників за більш, ніж 200 проектами, на навколоземні орбіти з висотою до 3000 - 5000км з різними нахилами. Потенціал ринку стартових послуг складе близько 15 - 20млрд. дол. США.
Враховуючи актуальність створення засобів виведення ракет легкого класу, розробки по них ведуться в США,
ФРН, Великобританії, Україні, Росії, Японії, Китаї.
У США створена і експлуатується авіаційно-космічна система "Пегас" вантажопідйомністю близько 450Ккг, в 12 Україні ведуться роботи по проекту "Оріль", в Росії - по проекту "Штиль-ЗА", "Бурлак-Діана".
Проекти "Оріль" і "Штиль-ЗА" використовують як ракети-носії міжконтинентальні балістичні ракети на токсичному паливі АТ-НДМТ і не забезпечують екологічної безпеки експлуатації.
Відомі авіаційно-космічні системи запуску літальних апаратів з "даху літака-носія, наприклад, ракети-носія або малорозмірного космічного літака (патент РФ Мо 2061630, МКИЄ Вб4О 1/14).
Недоліком таких систем є необхідність запуску ракетних двигунів для відходу з літака-носія, що є надзвичайно небезпечним при аваріях ракети в процесі її запуску.
Проект "Бурлак-Діана" (журнал "Аміайоп УУеек апа Зрасе Тесппої!", 11.01.99, стор. 444, ОБА) і проект німецької фірми Даймлер-Бенц Аероспейс П.Г. (патент РФ Мо 2120398, МКИ? Вб40 1/14) використовують сч дв Крилату ракету-носій, що підвішується знизу під фюзеляжем або крилом літака-носія.
Недоліками цих проектів є обмеження по діаметру ракети-носіяї, що визначаються розмірами, що (о) розташовуються між нижньою поверхнею літака і злітною смугою, а також необхідністю створення на ракеті-носії аеродинамічних поверхонь для здійснення маневру набору висоти після горизонтального відділення від літака-носія. « зо Відома авіаційно-космічна система фірми Роскмеї! Іпіегпайопа! Согрогайоп (патент США Мо 5402965, МКИЄ 8640, 1/14), що складається з літака-носія і встановленої під ним ракети-носія з космічним літальним апаратом (Се) (корисне навантаження), що повертається, який здійснює горизонтальний старт з аеродрому, доставку с ракети-носія з корисним навантаженням в точку її відділення від літака-носія, виведення ракетою-носієм корисного навантаження в задану точку орбіти і відділення навантаження з подальшим її поверненням на (Се)
Землю. ю
Відоме також технічне рішення по патенту РФ Мо 2026798, МКИ У 8640, 5/00 фірми Огьйа| Зсієпсев
Согрогайоп, 05, що представляє ракету-носій, яка скидається з літака-носія, що містить ступені з рушійними установками, крило і корисне навантаження.
Недоліки вищезазначених технічних рішень по патенту США Мо 5402965 і патенту РФ Мо 2026798 повторюють « недоліки системи "Бурлак-Діана", описаної вище, і, крім того, ускладнюють систему управління через -о с необхідність управляти як на дільниці аеродинамічного польоту з використанням крила, так і на дільниці реактивного польоту. :з» Найбільш близьким аналогом винаходу, що пропонується є авіаційно-космічна система "Пегас" по патенту
США Мо 4901949, МКИЄ вб4с 1/14, що містить літак-носій, ракету-носій, з пороховими двигунами, крило і
Корисне навантаження. 4! Недоліками даної системи є згадані вище обмеження по діаметру ракети-носія, що підвішується під літаком-носієм, наявність на ракеті-носії крила для набору висоти після горизонтального відділення від б літака-носія, ускладнена система управління (для двох режимів: для польоту на крилі і для реактивного со польоту), а також, як наслідок, низька вантажопідйомність цієї системи і висока питома вартість корисного навантаження, що виводиться. б Розкриття винаходу
ГТ» Задачею винаходу, що пропонується є збільшення вантажопідйомності авіаційно-космічної системи, зниження питомої вартості виведення корисного навантаження і забезпечення збільшених габаритів зони для розміщення корисних навантажень, при одночасному забезпеченні безпеки літака-носія і його екіпажу, а також екологічної безпеки системи.
Поставлена задача досягається тим, що в авіаційно-космічній системі, що містить літак-носій, ракету-носій
Ф, і корисне навантаження, ракета-носій з рідинними ракетними рушійними установками розміщена всередині ко фюзеляжу літака-носія в транспортно-пусковому контейнері з пристроєм пневматичного десантування, бортовими елементами пристроїв заправляння ракети-носія паливом і робочими тілами, елементами пристроїв бо дренажу і підживлення рідинних ракетних рушійних установок паливом.
Ракета-носій встановлена в транспортно-пусковому контейнері за допомогою настановних елементів, принаймні, в двох поясах, а між її торцем і глухим торцем транспортно-пускового контейнера утворена герметична пневматична камера, в якій розміщені бортові елементи згаданих пристроїв заправляння, елементи пристроїв дренажу і підживлення, які приєднані до ракети в її торці за допомогою роз'ємних з'єднань, причому 65 пристрій пневматичного десантування виконаний у вигляді джерела високого тиску, сполученого за допомогою запірної арматури з пневматичною камерою транспортно-пускового контейнера, який забезпечений теплоізоляцією. Вільний торець транспортно-пускового контейнера співпадає з отвором в фюзеляжі ЛН і герметично з'єднаний з периметром цього отвору, причому вільний торець транспортно-пускового контейнера забезпечений мембраною, що розривається.
Короткий опис фігур креслення Запропонована авіаційно-космічна система зображена на РІС, де: 1 - літак-носій (ЛН); 2 - ракета-носій (РН);
З - корисне навантаження (КН); 4 - рідинні ракетні рушійні установки (РРРУ); 70 5 - фюзеляж літака-носія; 6 - транспортно-пусковий контейнер; 7 - пристрій пневматичного десантування; 8 - бортові елементи пристроїв заправляння РН паливом і робочими тілами; 9 - елементи пристрою дренажу; 10 - елементи пристрою підживлення РРРУ паливом; 11 - електричні зв'язки; 12 - настановні елементи; 13 - глухий торець транспортно-пускового контейнера; 14 - пневматична камера; 15 - роз'ємні з'єднання; 16 - джерело високого тиску; 17 - запірна арматура; 18 - теплоізоляція; 19 - вільний торець транспортно-пускового контейнера; с 20 - мембрана, що розривається.
Переважний варіант здійснення винаходу і)
Запропонована авіаційно-космічна система, що містить літак-носій 1, ракету-носій 2 з рідинними рушійними установками 4 і корисним навантаженням 3.
Ракета-носій 2 розміщена всередині фюзеляжу 5 літака-носія 1 в транспортно-пусковому контейнері за «г
Зо допомогою настановних елементів 12, принаймні, в двох поясах РН 2.
У транспортно-пусковому контейнері 6 розміщений пристрій пневматичного десантування 7, виконаний у ікс, вигляді джерела високого тиску 16. с
Між глухим торцем 13 транспортно-пускового контейнера і горцем ракети-носія утворена герметична пневматична камера 14, в якій розташовані бортові елементи пристрою заправляння 8 РН 2 паливом і робочими ісе) тілами, елементи пристроїв дренажу 9 і підживлення РРРУ паливом 10, які приєднані до торця ракети-носія 2 за ю допомогою роз'ємних з'єднань 15. Джерело високого тиску 16 з'єднане за допомогою запірної арматури 17 з пневматичною камерою 14.
Транспортно-пусковий контейнер б забезпечений теплоізоляцією 18. Вільний торець 19 транспортно-пускового контейнера 6 закритий мембраною, що розривається 20 при виході РН 2 з ЛН 1, причому « вільний торець 19 герметично сполучений з периметром отвору в фюзеляжі 5 ЛН 1. з с Транспортно-пусковий контейнер 6 крім функцій десантування РН 2, також служить для завантаження в нього
РН 2 на технічній позиції, транспортування і завантаження в ЛН 1, для захисту РН 2 від зовнішніх механічних і ;» кліматичних впливів. Теплоізоляція 18 контейнера служить для термостабілізації паливних баків РРРУ 4.
Пристрій пневматичного десантування 7 служить для виштовхування РН 2 з транспортно-пускового контейнера 6, розміщеного в фюзеляжі ЛН 1, і містить джерело високого тиску 16 з запірною арматурою 17 і с герметичну пневматичну камеру 14, утворену глухим торцем транспортно-пускового контейнера 13 і торцем РН 2 з настановними елементами 12. Бортові елементи пристроїв заправляння РН паливом і робочими тілами 8
Ме, можуть бути виконані у вигляді трубопроводів із запірною арматурою і роз'ємними елементами з'єднання і 2) призначені для заправляння на базовому аеродромі РРРУ 4 паливом і систем РН 2 робочими тілами перед 5о стартом ЛН 1.
Ме, Елементи пристрою дренажу 9 встановлені в пневматичній камері 14 і служать для скидання пар компонентів ї» палива, наприклад кріогенних, з баків РРРУ 4 за борт літака, як в період передстартової підготовки, такі в період польоту літака. Елементи пристрою підживлення РРРУ паливом 10 служать для дозаправки баків РРРУ, як під час передстартової підготовки ЛН 1, так і під час польоту до виходу РН з контейнера.
Розміщення бортових елементів пристроїв заправляння РН паливом і робочими тілами, елементів пристрою дренажу і елементів пристрою підживлення РРРУ паливом, а також їх зв'язків з РН в пневматичній камері, (Ф) необхідне для роз'єднання їх від РН ходом ракети, що спрощує схему від'єднання і підвищує надійність системи. ка Герметизація вільного торця 19 транспортно-пускового контейнера по периметру отвору в фюзеляжі 5 ЛН дозволяє при десантуванні з нього РН ізолювати внутрішній об'єм фюзеляжу, де знаходяться люди, бо супроводжуючі РН, і тим самим не наражати їх на можливу небезпеку впливу на них зовнішнього середовища.
Запропонована авіаційно-космічна система функціонує наступним чином.
Літак-носій 1, наприклад, важкий транспортний літак АН-124-100, з ракетою-носієм 2 на борту стартує з аеродрому базування і здійснює політ в розрахунковий район запуску РН, наприклад, в район екватора.
У районі запуску РН 2 літак-носій 1 виконує маневр з виходом на дільницю траєкторії, де вертикальне 65 перевантаження близьке до нуля (дільниця невагомості). На цій дільниці при досягненні розрахункових параметрів, відповідних початку старту РН 2, наприклад, на висоті 10 - 12км, куті траєкторії до місцевого горизонту 15 - 257 і швидкості польоту 650 - 750км/година, подається команда на спрацювання пристрою пневматичного десантування 7 і відкриття запірної арматури 17 джерела високого тиску 16, з якого газ поступає в пневматичну камеру 14. При досягненні надмірного тиску газу в пневматичній камері 14, наприклад, близько однієї атмосфери, відбувається від'єднання РН 2 з настановними елементами 12 від транспортно-пускового контейнера 6 і під тиском газу починається вихід РН 2 з вільного торця 19 транспортно-пускового контейнера 6, при цьому розкривається мембрана 20 ходом РН. Одночасно ходом РН 2 роз'єднуються роз'ємні з'єднання 15, відстиковуючи бортові елементи пристроїв заправляння РН паливом і робочими тілами 8, елементи пристрою дренажу 9, елементи пристрою підживлення РРРУ паливом 10, електричні зв'язки 11. 70 Протягом розрахункового часу, наприклад, за 1,5 - 2,5сек., РН 2 здійснює вихід з фюзеляжу літака-носія 5, після чого виконує безмоторний політ протягом часу, що забезпечує досягнення безпечної відстані від ЛН 1, наприклад, на відстань 150 - 200м.
Потім включаються РРРУ 4 ракети-носія 2 і здійснюється політ ракети-носія з доставкою корисного навантаження З на задану орбіту.
Запропонований винахід дозволяє: збільшити габарити зони для розміщення корисних навантажень за рахунок використання значно більших об'ємів фюзеляжу, наприклад, АН-124-100 "Руслан", в порівнянні з розмірами між нижньою поверхнею фюзеляжу і злітною смугою всіх відомих систем, в тому числі системи "Пегас"; збільшити вантажопідйомність і знизити питому вартість виведення корисного навантаження. Наприклад, при
Використанні як літак-носій АН-124-100 "Руслан", вартість виведення одного кілограма корисного навантаження в 5-6 раз менше подібної вартості системи "Пегас" Це досягається за рахунок розміщення РН в транспортно-пусковому контейнері і пристроєм пневматичного десантування, що дозволяють реалізувати десантування РН в умовах, близьких до невагомості; забезпечити високу безпеку ЛН і його екіпажу за рахунок включення РРРУ РН на значній відстані від ЛН, сч ов Можливому внаслідок того, що РН вже повідомлений початковий імпульс швидкості при десантуванні, а також за рахунок ізоляції екіпажу від впливу зовнішнього середовища при виході РН з ЛН; і) забезпечити екологічну безпеку системи за рахунок можливості використання РРРУ на екологічно чистих компонентах палива, наприклад, "рідкий кисень - гас" або "рідкий кисень - зріджений природний газ".
Промислова застосовність «г зо Запропонований винахід може бути реалізований з використанням існуючих транспортних літаків, наприклад,
АН-124-100 "Руслан" або АН-225 "Мрія". Використання існуючих РРД, наприклад, НК-33, НК-43, РД-0124, со 11Д58М, а також освоєних технологій виготовлення ракет-носіїв, дозволяють створити в найкоротший термін і з с мінімальними витратами ракету-носій для запропонованої авіаційно-космічної системи.
Транспортно-пусковий контейнер з пристроєм пневматичного десантування запропонованої конструкції ісе) з5 Виконуються по відомих технологіях і з використанням, в тому числі, готових комплектуючих. ю
Claims (1)
- Формула винаходу « Авіаційно-космічна система, що містить літак-носій 1, ракету-носій 2, корисне навантаження 3, з с яка відрізняється тим, що ракета-носій 2 з рідинними ракетними рушійними установками 4, розміщена всередині фюзеляжу 5 літака-носія 1 в транспортно-пусковому контейнері 6 з теплоізоляцією 18 за допомогою установних :з» елементів 12 принаймні в двох поясах, між глухим торцем 13 транспортно-пускового контейнера 6 і торцем ракети-носія 2 утворена герметична пневматична камера 14, в якій розташовані бортові елементи пристроїв Заправляння ракети-носія паливом і робочими тілами 8, елементи пристрою дренажу 9, елементи пристрою сл підживлення 10 рідинних ракетних рушійних установок паливом, причому всі згадані пристрої 9, 10, електричні зв'язки 11 і бортові елементи 8 приєднані до торця ракети-носія 2 за допомогою роз'ємних з'єднань 15, при Ме, цьому транспортно-пусковий контейнер забезпечений пристроєм пневматичного десантування 7 ракети-носія, с виконаного у вигляді джерела високого тиску 16, з'єднаного запірною арматурою 17 з пневматичною камерою 14 і розташованого в транспортно-пусковому контейнері 6, інший - вільний торець 19 якого закритий мембраною, (2) що розривається 20, і герметично з'єднаний з периметром отвору в фюзеляжі 5 для виходу ракети-носія з Їх» літака-носія.Ф) іме) 60 б5
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| PCT/RU1999/000261 WO2001008975A1 (fr) | 1999-07-29 | 1999-07-29 | Systeme aerospatial |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| UA56364C2 true UA56364C2 (uk) | 2003-05-15 |
Family
ID=20130378
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| UA2002021653A UA56364C2 (uk) | 1999-07-29 | 1999-07-29 | Авіаційно-космічна система |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6543715B1 (uk) |
| EP (1) | EP1211177B1 (uk) |
| AU (1) | AU6489199A (uk) |
| DE (1) | DE69911818T2 (uk) |
| UA (1) | UA56364C2 (uk) |
| WO (1) | WO2001008975A1 (uk) |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1412247A2 (en) * | 2001-07-06 | 2004-04-28 | Team Encounter, LLC | Space craft and methods for space travel |
| FR2839946B1 (fr) | 2002-05-24 | 2004-12-24 | Dassault Aviat | Ensemble composite de lancement d'une charge utile dans l'espace |
| EP1620693A2 (en) * | 2003-05-06 | 2006-02-01 | Bae Systems Applied Technologies, Inc. | Air-based vertical launch ballistic missile defense |
| US7252270B2 (en) * | 2003-08-05 | 2007-08-07 | Israel Aircraft Industries, Ltd. | System and method for launching a missile from a flying aircraft |
| US7395761B2 (en) * | 2005-12-19 | 2008-07-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Variable-force payload ejecting system |
| DE102007010349B4 (de) * | 2007-03-03 | 2009-07-09 | Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh | Ventilsteuereinheit für Staustrahlantrieb sowie Lenkflugkörper mit einer solchen Ventilsteuereinheit |
| ES2349206B1 (es) * | 2007-10-01 | 2011-10-24 | Airbus Operations, S.L. | Dispositivo de control de la demanda de ventilacion y acondicionamiento de aire de una aeronave en tierra. |
| FR2940246B1 (fr) * | 2008-12-19 | 2011-02-25 | Thales Sa | Dispositif de tir de munition a partir d'un drone arme |
| US9114892B1 (en) * | 2012-07-31 | 2015-08-25 | The Boeing Company | Multiple stage tractor propulsion vehicle |
| US9745063B2 (en) * | 2014-08-07 | 2017-08-29 | Ventions, Llc | Airborne rocket launch system |
Family Cites Families (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3209929A (en) * | 1960-12-23 | 1965-10-05 | Douglas Aircraft Co Inc | Air operated cargo loading system |
| US4040334A (en) * | 1976-04-20 | 1977-08-09 | Lockheed Aircraft Corporation | Missile launcher for aircraft |
| JPS6130310A (ja) * | 1984-07-24 | 1986-02-12 | Hitachi Ltd | ボ−ル盤 |
| US4697764A (en) | 1986-02-18 | 1987-10-06 | The Boeing Company | Aircraft autonomous reconfigurable internal weapons bay for loading, carrying and launching different weapons therefrom |
| RU2026798C1 (ru) | 1988-03-11 | 1995-01-20 | Орбитал Сайензис Корпорейшн II | Ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, и способ ее запуска в воздухе и управление полетом |
| US4901949A (en) | 1988-03-11 | 1990-02-20 | Orbital Sciences Corporation Ii | Rocket-powered, air-deployed, lift-assisted booster vehicle for orbital, supraorbital and suborbital flight |
| JPH04260900A (ja) * | 1991-02-14 | 1992-09-16 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 小型宇宙機の発射装置 |
| US5295642A (en) * | 1991-11-08 | 1994-03-22 | Spread Spectrum, Inc. | High altitude launch platform payload launching apparatus and method |
| RU2061630C1 (ru) | 1992-03-19 | 1996-06-10 | Николай Тимофеевич Бобоед | Межорбитальный воздушно-космический аппарат |
| US5257758A (en) | 1992-07-06 | 1993-11-02 | Westinghouse Electric Corp. | Reversing panel stores carrier |
| US5279199A (en) * | 1992-08-14 | 1994-01-18 | Hughes Aircraft Company | Technique and apparatus for rearward launch of a missile |
| RU2068169C1 (ru) * | 1992-08-24 | 1996-10-20 | Конструкторское бюро машиностроения им.акад.В.П.Макеева | Способ выполнения старта ракеты с самолета |
| US5402965A (en) | 1993-09-20 | 1995-04-04 | Rockwell International Corporation | Reusable flyback satellite |
| US5626310A (en) * | 1994-11-21 | 1997-05-06 | Kelly Space & Technology, Inc. | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft |
| US6029928A (en) * | 1994-11-21 | 2000-02-29 | Kelly Space & Technology Inc. | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft |
| EP0778200A3 (de) | 1995-12-07 | 1997-12-17 | Daimler-Benz Aerospace Aktiengesellschaft | Mehrstufiges Raumfahrt-Transportsystem und Verfahren zum Horizontalstart |
| US5740985A (en) * | 1996-09-16 | 1998-04-21 | Scott; Harry | Low earth orbit payload launch system |
| RU2129508C1 (ru) | 1997-01-05 | 1999-04-27 | Петраков Валерий Михайлович | Авиационный пусковой комплекс |
| US6260802B1 (en) * | 2000-04-25 | 2001-07-17 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Pneumatic airborne ejection system for aerospace vehicles |
-
1999
- 1999-07-29 UA UA2002021653A patent/UA56364C2/uk unknown
- 1999-07-29 DE DE69911818T patent/DE69911818T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1999-07-29 US US10/048,179 patent/US6543715B1/en not_active Expired - Fee Related
- 1999-07-29 WO PCT/RU1999/000261 patent/WO2001008975A1/ru not_active Ceased
- 1999-07-29 EP EP99952824A patent/EP1211177B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1999-07-29 AU AU64891/99A patent/AU6489199A/en not_active Abandoned
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE69911818T2 (de) | 2004-09-23 |
| WO2001008975A1 (fr) | 2001-02-08 |
| US6543715B1 (en) | 2003-04-08 |
| EP1211177B1 (en) | 2003-10-01 |
| EP1211177A4 (en) | 2003-01-02 |
| EP1211177A1 (en) | 2002-06-05 |
| AU6489199A (en) | 2001-02-19 |
| DE69911818D1 (de) | 2003-11-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8662441B2 (en) | Unmanned aerial vehicle launch system | |
| AU693968B2 (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
| US6029928A (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
| US9434485B1 (en) | Multi-purpose cargo delivery and space debris removal system | |
| US9612085B2 (en) | Payload launch system and method | |
| US12017804B2 (en) | Satellite launch system | |
| US4884770A (en) | Earth-to-orbit vehicle providing a reusable orbital stage | |
| US20070012820A1 (en) | Reusable upper stage | |
| RU2160215C1 (ru) | Авиационно-космическая система | |
| US20180290767A1 (en) | Satellite Launcher And Method For Putting Satellites Into Orbit Using Said Satellite Launcher | |
| UA56364C2 (uk) | Авіаційно-космічна система | |
| US20160243388A1 (en) | Autonomous fire suppression nozzle | |
| RU2026798C1 (ru) | Ракета-носитель, сбрасываемая с самолета-носителя, и способ ее запуска в воздухе и управление полетом | |
| EP1207103B1 (en) | Method for controlling an aerospace system to put a payload into an orbit | |
| US9403605B2 (en) | Multiple stage tractor propulsion vehicle | |
| Foelsche et al. | Flight results from a program to develop a freeflight atmospheric scramjet test technique | |
| RU2428358C1 (ru) | Космическая головная часть для группового запуска спутников | |
| RU2636447C2 (ru) | Авиационный ракетно-космический комплекс, формируемый на базе ракеты космического назначения, адаптируемой из МБР ТОПОЛЬ-М, и самолёта-носителя ИЛ-76МФ по выведению малых КА на целевые орбиты путём десантирования РКН из самолёта с применением комбинированной транспортно-пусковой платформы и подъёмно-стабилизирующего парашюта | |
| RU241993U1 (ru) | Переносная мобильная пневматическая установка запуска беспилотных летательных аппаратов самолётного типа | |
| Raper et al. | The Viking parachute qualification test technique | |
| US20250186820A1 (en) | Autonomous fire suppression nozzle | |
| Piplica et al. | GOLauncher 2: Fast, Flexible, and Dedicated Space Transportation for Nanosatellites | |
| RU2314975C1 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
| RU2355602C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
| RU2319644C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс |