ENGLISH
W.133648 Filing date:
27.08.2026Title of the utility model:
AEROSTAT WITH AN AXIAL MULTI-WALLED LAUNCH CONDUIT FOR LAUNCHING OBJECTSThe subject of the utility model is an aerostat with an axial multi-walled launch conduit, constituting a vertical, reusable stratospheric launch platform designed to impart an initial ascending velocity to objects, in particular launch vehicles carrying satellites or cargo containers, by means of an integrated pressure-pneumatic piston-tank system.
DEUTSCH
W.133648 Anmeldetag:
27.08.2026Titel des Gebrauchsmusters:
AEROSTAT MIT AXIALEM MEHRWANDIGEM ABSCHUSSROHR ZUM STARTEN VON OBJEKTENGegenstand des Gebrauchsmusters ist ein Aerostat mit einem axialen mehrwandigen Abschussrohr, der eine vertikale, wiederverwendbare stratosphärische Startplattform darstellt, die dazu bestimmt ist, Objekten, insbesondere Trägerraketen mit Satelliten oder Frachtbehältern, mittels eines integrierten druckpneumatischen Kolben-Behälter-Systems eine anfängliche Aufstiegsgeschwindigkeit zu verleihen.
FRANÇAIS
W.133648 Date de dépôt :
27.08.2026Titre du modèle d'utilité :
AÉROSTAT AVEC CONDUIT DE LANCEMENT AXIAL MULTIPAROI POUR LE LANCEMENT D'OBJETSL'objet du modèle d'utilité est un aérostat doté d'un conduit de lancement axial multiparoi, constituant une plateforme de lancement stratosphérique verticale et réutilisable, conçue pour conférer une vitesse ascensionnelle initiale à des objets, en particulier des lanceurs équipés de satellites ou de conteneurs de fret, au moyen d'un système piston-réservoir pneumatique sous pression intégré.
中文 (CHINESE)
W.133648 申请日期：
27.08.2026实用新型名称：
带有用于发射物体的轴向多壁发射管的浮空器本实用新型的主题是一种带有轴向多壁发射管的浮空器，该浮空器构成一个垂直的、可重复使用的平流层发射平台，旨在通过集成的气动压力活塞储气罐系统，赋予物体（特别是搭载卫星或货运舱的运载火箭）初始上升速度。
W.133648 Data zgłoszenia:
27.08.2026Tytuł wzoru użytkowego:
AEROSTAT Z OSIOWYM WIELOPŁASZCZOWYM PRZEWODEM WYRZUTOWYM DO STARTU OBIEKTÓWPrzedmiotem wzoru użytkowego jest aerostat z osiowym wielopłaszczowym przewodem wyrzutowym, stanowiący pionową stratosferyczną platformę startową wielokrotnego użytku, przeznaczoną do nadawania wstępnej prędkości wznoszącej obiektom, w szczególności rakietom nośnym z satelitami lub zasobnikami towarowymi, za pomocą zintegrowanego ciśnieniowo-pneumatycznego układu tłokozbiornika.
ENGLISH (JĘZYK ANGIELSKI)
1. Realistic operational ceiling with payload
• Optimal operational ceiling: 22–25 km (mid-stratosphere).
• Atmospheric physics: At 25 km, atmospheric pressure drops to ~25 hPa (2.5% of sea level pressure), and air density is reduced by over 97%, virtually eliminating aerodynamic drag and the maximum dynamic pressure zone (Max-Q). Ascending beyond 25 km (e.g., 30–35 km) yields negligible ballistic gains while requiring an exponentially larger, cost-prohibitive envelope.
2. Manufacturing cost (1 unit vs. 10 units)
• 1 unit (Prototype / First production run): ~$7.5 – 8.0M USD (150–200 m composite launch tube: ~$2.5–3.0M; gas-tight envelope with load tapes and PV array: ~$3.5–4.0M; avionics, thrusters, and piston-tank: ~$1.5M).
• Batch of 10 units (Serial production): ~$50 – 55M USD total (average ~$5.0–5.5M per unit due to pultrusion optimization, bulk procurement, and established tooling).
3. Build duration for a fully functional aerostat
• First full-scale operational unit (including R&D): 18–24 months (engineering design, production tooling, tensegrity tensiometry testing, envelope sealing, and pressure qualification).
• Subsequent serial units: 4–6 months per set.
4. Cost per mission cycle: AEROSTART vs. Competitors
Mission Parameter Competitors: Light Ground Rockets (e.g., Electron) AEROSTART (Dedicated Mission)
Platform operational cost (OPEX) N/A (expendable launch vehicle) ~$250,000 – 350,000 USD (helium, power, base ground crew)
Rocket booster cost ~$7.5 – 8.0M USD (heavy 1st & 2nd stages) ~$1.5 – 2.0M USD (lightweight vacuum mini-rocket)
Total dedicated mission cost ~$7.5 – 9.0M USD ~$1.8 – 2.5M USD
Cost per 1 kg to LEO ~$25,000 – 30,000 USD/kg ~$6,000 – 8,000 USD/kg
5. Launch frequency (Daily and Annually)
• AEROSTART: 1 to 2 launches per day per platform within suitable weather windows (full turnaround cycle: 100 min ascent + 20 min launch sequence + 60 min descent & drone docking + 2–3 h ground turnaround = ~5–6 h total rotation).
• Rocket competitors: Conventional light launchers achieve 12–20 launches per year per launchpad due to cryogenic fueling, refurbishment, and range safety constraints.
6. Aerostat envelope lifespan
• Pressure and launch cycles: 500 – 800 full launch cycles (over 1,000 cycles for the rigid composite core).
• Material longevity: 3 to 5 years of active stratospheric service (primarily limited by UV and ozone degradation of external fluoropolymer coatings).
7. Return on Investment (ROI)
• Break-even point per aerostat: After 15–18 successful commercial missions.
• Payback period: 6 to 12 months from the start of commercial operations (assuming 2–3 missions per month).
8. Net profit per aerostat unit
• Revenue per mission: ~$3,000,000 USD (300 kg payload @ $10,000/kg – offering over a 50% market discount).
• Mission direct cost (OPEX + mini-rocket): ~$2,000,000 USD.
• Net profit per mission: ~$1,000,000 USD.
• Annual net profit per unit (at 30–40 launches/year): $30M – $40M USD.
9. Total required project investment
• Total program CAPEX (R&D to certified commercial prototype): ~$25 – 35M USD.
• Initial capital allocation:
o R&D, aerodynamic simulations, 20 m barrel test prototype: ~$3–5M.
o Base infrastructure (open-pit quarry adaptation, helium handling, docking station): ~$6–8M.
o Full-scale 180 m AEROSTART unit + docking recovery drone: ~$12–15M.
o Operational reserve, aviation certifications (CAA/EASA), and insurance: ~$4–7M.
10. Strategic technological and business advantages
• Zero ground-level explosion hazard: Pneumatic launch eliminates massive chemical propellant combustion at ground level.
• Weather independence above troposphere: Rocket ignition occurs at 25–40 km—completely above storm fronts, precipitation, and jet streams.
• Tactical rapid deployment (Tactically Responsive Space): Capability to orbit reconnaissance or communication satellites in under 3 hours from call-up.
DEUTSCH (JĘZYK NIEMIECKI)
1. Realistische Einsatzhöhe mit Nutzlast
• Optimale Betriebshöhe: 22–25 km (mittlere Stratosphäre).
• Physikalische Grundlagen: In 25 km Höhe beträgt der atmosphärische Druck nur ca. 25 hPa (2,5% des Bodendrucks). Die Luftdichte sinkt um über 97%, wodurch der aerodynamische Widerstand und die Zone maximalen dynamischen Drucks (Max-Q) eliminiert werden.
2. Baukosten des Aerostats (1 Einheit vs. 10 Einheiten)
• 1 Einheit (Prototyp / Erstserie): ~7,5 – 8,0 Mio. USD (dreiwandiges Verbundstartrohr 150–200 m: ~2,5–3,0 Mio. USD; gasdichte Hülle mit PV-Beschichtung: ~3,5–4,0 Mio. USD; Avionik, Antriebe und Kolben-Behälter: ~1,5 Mio. USD).
• 10 Einheiten (Serienfertigung): ~50 – 55 Mio. USD gesamt (durchschnittlich ~5,0–5,5 Mio. USD pro Einheit).
3. Bauzeit eines voll funktionsfähigen Aerostats
• Erstes Serienmodell inkl. F&E: 18–24 Monate (Konstruktion, Formenbau, Tensegrity-Kalibrierung, Dichtigkeitsprüfungen).
• Folgende Serieneinheiten: 4–6 Monate pro Einheit.
4. Kosten pro Startzyklus: AEROSTART vs. Konkurrenz
Missionsparameter Konkurrenz: Leichte Bodenraketen (z. B. Electron) AEROSTART (Dedizierte Mission)
Betriebskosten der Plattform (OPEX) Entfällt (Einwegträger) ~250.000 – 350.000 USD (Helium, Energie, Bodenmannschaft)
Kosten der Trägerrakete ~7,5 – 8,0 Mio. USD (schwere Stufen 1 & 2) ~1,5 – 2,0 Mio. USD (leichte Vakuum-Minirakete)
Gesamtkosten einer Mission ~7,5 – 9,0 Mio. USD ~1,8 – 2,5 Mio. USD
Kosten pro 1 kg Nutzlast (LEO) ~25.000 – 30.000 USD/kg ~6.000 – 8.000 USD/kg
5. Startfrequenz (Täglich und Jährlich)
• AEROSTART: 1 bis 2 Starts pro Tag pro Plattform (Aufstieg 100 min + Startsequenz 20 min + Abstieg & Drohnendockung 60 min + Bodenabfertigung 2–3 Std. = Umlaufzeit ca. 5–6 Std.).
• Raketenkonkurrenz: Konventionelle Kleinraketen erreichen maximal 12–20 Starts pro Jahr pro Startrampe.
6. Lebensdauer der Aerostathülle
• Start- und Druckzyklen: 500 – 800 vollständige Startzyklen (über 1.000 Zyklen für das CFK-Startrohr).
• Materialhaltbarkeit: 3 bis 5 Jahre im aktiven Stratosphäreneinsatz.
7. Kapitalrückfluss (ROI)
• Gewinnschwelle pro Aerostat: Nach 15–18 erfolgreichen kommerziellen Missionen.
• Amortisationszeit: 6 bis 12 Monate ab Betriebsbeginn (bei 2–3 Missionen pro Monat).
8. Reingewinn pro Aerostat
• Umsatz pro Mission: ~3.000.000 USD (300 kg @ 10.000 USD/kg).
• Selbstkosten pro Mission (OPEX + Rakete): ~2.000.000 USD.
• Nettogewinn pro Mission: ~1.000.000 USD.
• Jahresgewinn pro Einheit (bei 30–40 Starts/Jahr): 30 – 40 Mio. USD netto.
9. Erforderliches Investitionsbudget (Gesamt-CAPEX)
• Gesamtes Projektbudget (Entwicklung bis Prototyp): ~25 – 35 Mio. USD.
• Mittelverwendung: F&E und Rohr-Testkörper (~3–5 Mio. USD); Basisinfrastruktur im Tagebau (~6–8 Mio. USD); Vollskaliger Aerostat 180 m + Bergungsdrohne (~12–15 Mio. USD); Zertifizierung und Reserven (~4–7 Mio. USD).
10. Zusätzliche strategische Vorteile
• Keine Explosionsgefahr am Boden: Pneumatischer Start eliminiert schwere Treibstoffrisiken am Boden.
• Wetterunabhängigkeit: Zündung der Rakete erfolgt in 25–40 km Höhe, weit über allen Unwettern und Jetstreams.
• Militärische Schnellreaktionsfähigkeit: Satellitenstart in weniger als 3 Stunden nach Alarmierung.
FRANÇAIS (JĘZYK FRANCUSKI)
1. Plafond opérationnel réaliste avec charge utile
• Plafond optimal d'exploitation : 22–25 km (moyenne stratosphère).
• Physique atmosphérique : À 25 km d'altitude, la pression descend à ~25 hPa (2,5% du niveau de la mer) et la densité de l'air est réduite de 97%, éliminant la traînée aérodynamique et la pression dynamique maximale (Max-Q).
2. Coût de fabrication de l'aérostat (1 unité vs 10 unités)
• 1 unité (Prototype / Première série) : ~7,5 – 8,0 M USD (tube de lancement composite 150–200 m : ~2,5–3,0 M USD ; enveloppe étanche avec PV : ~3,5–4,0 M USD ; avionique, propulseurs et piston-réservoir : ~1,5 M USD).
• Série de 10 unités : ~50 – 55 M USD au total (moyenne de ~5,0–5,5 M USD par unité).
3. Durée de construction d'un aérostat opérationnel
• Premier modèle à l'échelle réelle (avec R&D) : 18–24 mois (conception, outillage, tests tensiométriques, assemblage de l'enveloppe).
• Unités de série suivantes : 4–6 mois par ensemble.
4. Coût par cycle de mission : AEROSTART vs Concurrence
Paramètre de mission Concurrence : Micro-lanceurs au sol (ex. Electron) AEROSTART (Mission dédiée)
Coût opérationnel plateforme (OPEX) N/A (fusée non réutilisable) ~250 000 – 350 000 USD (hélium, énergie, équipe au sol)
Coût du propulseur / fusée ~7,5 – 8,0 M USD (1er & 2e étages lourds) ~1,5 – 2,0 M USD (mini-fusée sous vide légère)
Coût total d'une mission dédiée ~7,5 – 9,0 M USD ~1,8 – 2,5 M USD
Coût au kilo en orbite basse (LEO) ~25 000 – 30 000 USD/kg ~6 000 – 8 000 USD/kg
5. Fréquence des lancements (Quotidienne et Annuelle)
• AEROSTART : 1 à 2 lancements par jour et par plateforme (cycle complet : ascension 100 min + séquence de tir 20 min + descente et amarrage du drone 60 min + reconditionnement au sol 2–3 h = rotation totale d'environ 5–6 h).
• Concurrence classique : 12 à 20 lancements par an au maximum par pas de tir.
6. Durée de vie de l'enveloppe de l'aérostat
• Nombre de cycles de tir sous pression : 500 à 800 cycles complets (plus de 1 000 cycles pour le tube central composite).
• Durabilité des matériaux : 3 à 5 ans de service actif en milieu stratosphérique.
7. Retour sur investissement (ROI)
• Seuil de rentabilité d'un aérostat : Après 15 à 18 missions commerciales réussies.
• Délai d'amortissement : 6 à 12 mois à compter du début des opérations régulières (à raison de 2–3 missions par mois).
8. Bénéfice net par aérostat
• Revenu par mission : ~3 000 000 USD (charge de 300 kg à 10 000 USD/kg).
• Coût direct de mission (OPEX + fusée) : ~2 000 000 USD.
• Bénéfice net par mission : ~1 000 000 USD.
• Bénéfice annuel net par unité (30–40 tirs/an) : 30 à 40 M USD nets.
9. Budget d'investissement total du projet (CAPEX)
• Budget global du programme (de la R&D au prototype certifié) : ~25 – 35 M USD.
• Ventilation des fonds : R&D et tube d'essai de 20 m (~3–5 M USD) ; infrastructure de base en carrière (~6–8 M USD) ; aérostat de 180 m et drone de récupération (~12–15 M USD) ; réserves et certifications (~4–7 M USD).
10. Avantages technologiques et stratégiques clés
• Sécurité totale au sol : Le lancement pneumatique supprime tout risque d'explosion chimique sur la base.
• Indépendance météorologique : L'allumage des moteurs a lieu à 25–40 km, au-dessus des perturbations troposphériques.
• Réactivité tactique spatiale : Capacité de mise en orbite d'un satellite en moins de 3 heures.
CHINESE / 中文 (JĘZYK CHIŃSKI)
1. 带载平流层气囊的实际升限
• 最佳工作升限： 22–25公里（平流层中部）。
• 物理环境： 在25公里高度，大气压降至约25百帕（海平面气压的2.5%），空气密度降低97%以上，几乎完全消除了气动阻力和最大动压区（Max-Q）。超过25公里（如30–35公里）在工程上需要指数级增大气囊体积，成本极高且弹道收益边际化。
2. 浮空发射平台的制造成本（单台 vs 10台）
• 单台（原型机 / 首批次）： 约750万 – 800万美元（150–200米碳纤维三壁发射管：约250–300万美元；带光伏蒙皮的高气密囊体：约350–400万美元；航电、推进器及活塞储气罐：约150万美元）。
• 10台批量制造（量产）： 总计约5000万 – 5500万美元（单台均摊约500–550万美元）。
3. 制造周期
• 首台全尺寸验证平台（含研发阶段）： 18–24个月（工程设计、模具开发、张拉整体结构应力测试、气囊焊接与保压测试）。
• 后续量产型号： 单台制造周期为 4–6个月。
4. 单次发射任务成本对比：AEROSTART vs 传统航天
任务参数 传统地面轻型运载火箭 (如 Electron) AEROSTART 浮空发射系统 (专享发射)
发射平台运营成本 (OPEX) 不适用 (一次性消耗品) 约25万 – 35万美元 (氦气补充、能源、地面保障)
配套运载火箭成本 约750万 – 800万美元 (重型一、二级火箭) 约150万 – 200万美元 (轻型简易真空级火箭)
单次专享发射总成本 约750万 – 900万美元 约180万 – 250万美元
每公斤入轨成本 (LEO) 约25,000 – 30,000 美元/公斤 约6,000 – 8,000 美元/公斤
5. 发射频次（日频次与年频次）
• AEROSTART系统： 单台平台在合适气象窗口内可实现 每天1至2次发射（全流程：上升100分钟 + 发射程序20分钟 + 下降与无人机对接60分钟 + 地面装填检查2–3小时 = 周转时间约5–6小时）。
• 传统火箭竞品： 单个发射工位因低温加注和发射台维护限制，年发射量仅为 12–20次。
6. 气囊与核心发射管寿命
• 承压与发射循环次数： 500 – 800次完整发射程序（复合材料刚性发射管寿命超过1000次）。
• 材料使用寿命： 在平流层环境下为 3至5年（主要受强紫外线与臭氧环境影响）。
7. 投资回报率（ROI）
• 单台平台盈亏平衡点： 完成15–18次成功商业任务后。
• 投资回收期： 商业化运营后 6至12个月（按每月执行2–3次发射计算）。
8. 单台平台净利润
• 单次任务收入： 约300万美元（按300公斤载荷、单价10,000美元/公斤计算，相比市场价格优惠50%以上）。
• 单次任务自营成本（OPEX + 小型火箭）： 约200万美元。
• 单次任务净利润： 约100万美元。
• 单台年净利润（按每年30–40次发射计算）： 3000万 – 4000万美元。
9. 项目全周期总投资预算（CAPEX）
• 全系统投资预算（从方案研发至适航商业原型机）： 约2500万 – 3500万美元。
• 预算分配：
o 研发、气动仿真、20米试验发射管地面试车： 约300万–500万美元。
o 基地基础设施（露天矿场改造、氦气站、对接平台）： 约600万–800万美元。
o 首台180米全尺寸系统制造 + 回收对接无人机： 约1200万–1500万美元。
o 运营储备金、适航认证与发射保险： 约400万–700万美元。
10. 核心战略与商业技术优势
• 地面零爆炸风险： 采用冷气动气压弹射，杜绝了地面发射台数以百吨计化学燃料的殉爆风险。
• 规避恶劣天气干扰： 火箭在25–40公里高空平流层点火，完全位于雷暴云层、对流雨雪和对流层急流之上。
• 快速响应发射（Tactically Responsive Space）： 接到发射指令后3小时内即可完成侦察或应急通信卫星入轨。
| IUP - G (Interaktywny Uniwersalny Program - Gemini) - Wolnyswiat.pl - Piotr Kołodyński
1. Realistyczny pułap aerostatu z ładunkiem
• Optymalny pułap operacyjny: 22–25 km (środkowa stratosfera).
• Fizyka pułapu: Na wysokości 25 km ciśnienie wynosi ok. 25 hPa (2,5% ciśnienia przy ziemi), a gęstość powietrza spada o ponad 97%, co eliminuje opór aerodynamiczny i strefę maksymalnego ciśnienia dynamicznego (Max-Q). Wznoszenie powyżej 25 km (np. do 30–35 km) wymagałoby wykładniczego, nieopłacalnego powiększenia powłoki przy znikomym zysku balistycznym.
2. Koszt budowy aerostatu (1 sztuka vs 10 sztuk)
• 1 jednostka (prototyp / pierwsza seria produkcyjna): ~7,5 – 8,0 mln USD (kompozytowy przewód trójścienny 150–200 m: ~2,5–3,0 mln USD; powłoka gazoszczelna z pasami nośnymi i instalacją fotowoltaiczną: ~3,5–4,0 mln USD; awionika, pędniki i tłokozbiornik: ~1,5 mln USD).
• Pakiet 10 jednostek (produkcja seryjna): ~50 – 55 mln USD łącznie (średnio ~5,0–5,5 mln USD za sztukę dzięki optymalizacji pultruzji kompozytu, hurtowym zakupom tkanin technicznych i gotowym formom montażowym).
3. Czas budowy w pełni funkcjonalnego aerostatu
• Pierwszy pełnoskalowy egzemplarz (z fazą B+R): 18–24 miesiące (projekt wykonawczy, matryce produkcyjne, testy tensometrii kratownicy, zgrzewanie wielowarstwowej powłoki i próby szczelności).
• Kolejne jednostki seryjne: 4–6 miesięcy na jeden zestaw.
4. Koszt jednego cyklu misji: AEROSTART vs Konkurencja
Parametr misji Konkurencja: Lekkie rakiety naziemne (np. Rocket Lab Electron) AEROSTART (Misja dedykowana)
Koszt operacyjny wyniesienia (OPEX platformy) N/A (platforma jednorazowa) ~250 000 – 350 000 USD (hel, energia, obsługa bazy)
Koszt rakiety nośnej ~7,5 – 8,0 mln USD (ciężki I i II stopień) ~1,5 – 2,0 mln USD (lekka, prosta minirakieta próżniowa)
Całkowity koszt 1 misji dedykowanej ~7,5 – 9,0 mln USD ~1,8 – 2,5 mln USD
Koszt wyniesienia 1 kg ładunku ~25 000 – 30 000 USD/kg ~6 000 – 8 000 USD/kg
5. Częstotliwość startów: Dziennie i rocznie
• AEROSTART: 1 do 2 startów na dobę z pojedynczej platformy w oknie pogodowym (pełny cykl: wznoszenie 100 min + procedura strzału 20 min + opadanie i dokowanie dronem 60 min + przeładunek/inspekcja naziemna 2–3 h = czas rotacji ok. 5–6 godzin).
• Konkurencja rakietowa: Tradycyjne lekkie rakiety realizują maksymalnie 12–20 startów rocznie z jednego stanowiska ze względu na czasochłonne przygotowania naziemne, tankowanie paliw kriogenicznych oraz procedury bezpieczeństwa.
6. Żywotność powłoki aerostatu
• Liczba cykli ciśnieniowo-startowych: 500 – 800 pełnych procedur startowych (dla sztywnego rdzenia kompozytowego ponad 1000 cykli).
• Trwałość materiałowa poszycia: 3 do 5 lat intensywnej eksploatacji w warunkach stratosferycznych (ograniczona głównie degradacją zewnętrznych warstw fluoropolimerowych pod wpływem twardego promieniowania UV i ozonu).
7. Zwrot z inwestycji (ROI)
• Próg rentowności pojedynczego aerostatu: Po 15–18 udanych misjach komercyjnych.
• Czas zwrotu nakładów: 6 do 12 miesięcy od uruchomienia regularnej służby operacyjnej (przy założeniu realizacji zaledwie 2–3 misji miesięcznie).
8. Czysty zysk netto na jednym aerostacie
• Przychód z 1 misji: ~3 000 000 USD (ładunek 300 kg przy cenie 10 000 USD/kg – stanowiącej ponad 50% rabatu względem konkurencji).
• Koszt własny 1 misji (OPEX + minirakieta): ~2 000 000 USD.
• Zysk netto z 1 misji: ~1 000 000 USD.
• Roczny zysk z 1 jednostki (przy umiarkowanych 30–40 startach rocznie): 30 – 40 mln USD netto.
9. Wymagany budżet inwestycyjny na cały projekt
• Całkowity CAPEX programu (Faza od projektu do certyfikowanego prototypu komercyjnego): ~25 – 35 mln USD (ok. 100–140 mln PLN).
• Struktura nakładów początkowych:
o Faza B+R, symulacje aerodynamiczne, prototyp lufy 20 m na poligonie: ~3–5 mln USD.
o Infrastruktura bazowa (adaptacja wyrobiska odkrywkowego, systemy napełniania helem, stacja dokująca): ~6–8 mln USD.
o Budowa pierwszego pełnoskalowego zestawu AEROSTART (180 m) + dron sprowadzający: ~12–15 mln USD.
o Rezerwa operacyjna, certyfikacja lotnicza (ULC/EASA) i ubezpieczenia: ~4–7 mln USD.
10. Kluczowe dodatkowe atuty technologiczno-biznesowe
• Brak strefy wybuchowej przy ziemi: Start pneumatyczny eliminuje ryzyko eksplozji setek ton paliwa na stanowisku startowym.
• Ominięcie złej pogody: Zapłon silnika rakiety następuje na 25–40 km – całkowicie powyżej chmur burzowych, opadów i wiatrów troposferycznych.
• Zastosowanie militarne i reagowanie kryzysowe (Rapid Responsive Space): Zdolność do wyniesienia satelity zwiadowczego lub telekomunikacyjnego w czasie poniżej 3 godzin od wydania dyspozycji, co stanowi unikalną wartość dla sektora obronnego.
| IUP - G (Interaktywny Uniwersalny Program - Gemini) - Wolnyswiat.pl - Piotr Kołodyński
==============================================================
Angielski (English)
W.133689 - 18.09.2026
Tower with a gravity-piston-pneumatic rocket launcher. Technical Field
The subject of the utility model is a space infrastructure tower equipped with a gravity-pneumatic launcher, designed for the non-invasive launching of rockets using the so-called "cold launch" method. The solution integrates into a single spatial structure an advanced mechanical pressure regulation system, shock absorption and aerostatic bearing systems, as well as a multi-stage propulsion system.
State of the Art
In the standard launch methods known from the current state of the art, the main engines are ignited directly on the launch pad. This generates extreme vibrational, thermal, and acoustic loads on the tower infrastructure and the rocket itself, forcing the construction of massive flame deflectors and costly sound suppression systems, and also causing a significant burden on the environment.
The key financial benefits of implementing this invention are:No infrastructure destruction and repair costs: The rocket leaves the tower propelled by compressed air, and its engines are started only at a safe distance. The launch tower is not scorched, which permanently eliminates massive expenditures on its continuous reconstruction and servicing.
Drastic increase in launch frequency: No post-launch damage means no lengthy maintenance downtimes. Successive payload launches can take place routinely and at very short intervals. The tower operates more efficiently, performing more launches, which maximizes profits from the infrastructure.
Larger payload and cheaper rockets: The rocket does not waste huge amounts of fuel during the most difficult stage - overcoming initial inertia on the launch pad. The fuel mass saved this way can be replaced with a much more valuable commercial payload (e.g., additional satellites). Alternatively, to launch the same payload, it is sufficient to build a smaller and significantly cheaper rocket.
Niemiecki (Deutsch)
W.133689 - 18.09.2026
Turm mit Schwerkraft-Kolben-Pneumatik-Raketenwerfer. Technisches Gebiet
Gegenstand des Gebrauchsmusters ist ein Turm der Weltrauminfrastruktur, der mit einem Schwerkraft-Pneumatik-Werfer ausgestattet ist und für den nicht-invasiven Start von Raketen im sogenannten „Kaltstart“-Verfahren ausgelegt ist. Die Lösung integriert in einer einzigen räumlichen Struktur ein fortschrittliches mechanisches Druckregelsystem, Stoßdämpfungs- und aerostatische Lagersysteme sowie ein mehrstufiges Antriebssystem.
Stand der Technik
Bei den aus dem bisherigen Stand der Technik bekannten Standard-Startmethoden werden die Haupttriebwerke direkt auf der Startrampe gezündet. Dies erzeugt extreme vibratorische, thermische und akustische Belastungen für die Turminfrastruktur und die Rakete selbst, erzwingt den Bau massiver Flammendeflektoren und kostspieliger Schalldämpfungssysteme und verursacht zudem eine erhebliche Umweltbelastung.
Die wichtigsten finanziellen Vorteile der Umsetzung dieser Erfindung sind:Keine Zerstörung der Infrastruktur und keine Reparaturkosten: Die Rakete verlässt den Turm durch die Kraft der Druckluft, und ihre Triebwerke werden erst in sicherer Entfernung gestartet. Der Startturm brennt nicht aus, was massive Ausgaben für seinen ständigen Wiederaufbau und seine Wartung dauerhaft eliminiert.
Drastische Erhöhung der Startfrequenz: Keine Schäden nach dem Start bedeuten keine langen Wartungsausfallzeiten. Aufeinanderfolgende Nutzlaststarts können routinemäßig und in sehr kurzen Abständen stattfinden. Der Turm arbeitet effizienter und führt mehr Starts durch, was die Gewinne aus der Infrastruktur maximiert.
Größere Nutzlast und billigere Raketen: Die Rakete verschwendet in der schwierigsten Phase – der Überwindung der anfänglichen Trägheit auf der Startrampe – keine riesigen Mengen an Treibstoff. Die so eingesparte Treibstoffmasse kann durch eine viel wertvollere kommerzielle Nutzlast (z. B. zusätzliche Satelliten) ersetzt werden. Alternativ reicht es aus, eine kleinere und deutlich billigere Rakete zu bauen, um die gleiche Nutzlast ins All zu befördern.
Francuski (Français)
W.133689 - 18.09.2026
Tour avec lanceur de fusée pneumatique à piston gravitationnel. Domaine technique
L'objet du modèle d'utilité est une tour d'infrastructure spatiale équipée d'un lanceur gravitationnel et pneumatique, conçue pour le lancement non invasif de fusées utilisant la méthode dite de « lancement à froid ». La solution intègre dans une seule structure spatiale un système avancé de régulation mécanique de la pression, des systèmes d'amortissement et de paliers aérostatiques, ainsi qu'un système de propulsion à plusieurs étages.
État de la technique
Dans les méthodes de lancement standard connues de l'état actuel de la technique, les moteurs principaux sont allumés directement sur la rampe de lancement. Cela génère des charges vibratoires, thermiques et acoustiques extrêmes pour l'infrastructure de la tour et la fusée elle-même, forçant la construction de déflecteurs de flammes massifs et de systèmes d'atténuation sonore coûteux, tout en causant une charge importante pour l'environnement.
Les principaux avantages financiers de la mise en œuvre de cette invention sont :Aucune destruction d'infrastructure ni frais de réparation : La fusée quitte la tour propulsée par de l'air comprimé, et ses moteurs ne sont démarrés qu'à une distance de sécurité. La tour de lancement n'est pas brûlée, ce qui élimine définitivement les dépenses massives pour sa reconstruction et son entretien continus.
Augmentation drastique de la fréquence des lancements : L'absence de dommages après le lancement signifie l'absence de temps d'arrêt prolongés pour maintenance. Les lancements de charges utiles successifs peuvent avoir lieu de manière routinière et à des intervalles très courts. La tour fonctionne plus efficacement, effectuant plus de lancements, ce qui maximise les profits de l'infrastructure.
Charge utile plus importante et fusées moins chères : La fusée ne gaspille pas d'énormes quantités de carburant pendant l'étape la plus difficile : vaincre l'inertie initiale sur la rampe de lancement. La masse de carburant ainsi économisée peut être remplacée par une charge utile commerciale beaucoup plus précieuse (par exemple, des satellites supplémentaires). Alternativement, pour lancer la même charge utile, il suffit de construire une fusée plus petite et nettement moins chère.
Chiński (中文)
W.133689 - 18.09.2026
带有重力活塞气动火箭发射器的发射塔。技术领域
该实用新型的主题是一座配备重力气动发射器的太空基础设施塔，专为使用所谓的“冷发射”方法进行无创火箭发射而设计。该解决方案在单一空间结构中集成了先进的机械压力调节系统、减震和静压轴承系统以及多级推进系统。
背景技术
在当前已知技术的标准发射方法中，主发动机直接在发射台上点火。这会对发射塔基础设施和火箭本身产生极端的振动、热量和声学载荷，迫使建造巨大的导流槽和昂贵的消音系统，同时也对环境造成重大负担。
实施本发明的主要财务优势在于：没有基础设施破坏和维修成本：火箭在压缩空气的推动下离开塔架，其发动机仅在安全距离外启动。发射塔不会被烧毁，从而永久消除了其持续重建和维护的巨额支出。
大幅提高发射频率：发射后无损坏意味着没有漫长的维修停机时间。连续的有效载荷发射可以常规地以极短的间隔进行。发射塔的运行效率更高，执行更多的发射任务，从而最大化基础设施的利润。
更大的有效载荷和更便宜的火箭：火箭在最困难的阶段（克服发射台上的初始惯性）不会浪费大量的燃料。以这种方式节省的燃料质量可以被更有价值的商业有效载荷（例如，额外的卫星）所取代。或者，为了发射相同的有效载荷，只需建造一枚更小且便宜得多的火箭即可。
Rosyjski (Русский)
W.133689 - 18.09.2026
Башня с гравитационно-поршневой пневматической ракетной пусковой установкой. Область техники
Предметом полезной модели является башня космической инфраструктуры, оснащенная гравитационно-пневматической пусковой установкой, предназначенная для бездефектного запуска ракет методом так называемого «холодного старта». Решение объединяет в единой пространственной структуре передовую систему механического регулирования давления, системы амортизации и аэростатических подшипников, а также многоступенчатую двигательную установку.
Уровень техники
В известных из современного уровня техники стандартных методах запуска главные двигатели запускаются непосредственно на стартовой площадке. Это создает экстремальные вибрационные, термические и акустические нагрузки на инфраструктуру башни и саму ракету, вынуждая строить массивные пламеотражатели и дорогие системы шумоподавления, а также создавая значительную нагрузку на окружающую среду.
Ключевые финансовые преимущества от внедрения этого изобретения:Отсутствие разрушения инфраструктуры и затрат на ремонт: Ракета покидает башню под действием силы сжатого воздуха, а ее двигатели запускаются только на безопасном расстоянии. Стартовая башня не выгорает, что навсегда избавляет от огромных затрат на ее постоянное восстановление и обслуживание.
Резкое увеличение частоты запусков: Отсутствие повреждений после старта означает отсутствие длительных простоев на ремонт. Последующие запуски полезной нагрузки могут проводиться регулярно и через очень короткие промежутки времени. Башня работает более эффективно, выполняя больше запусков, что максимизирует прибыль от инфраструктуры.
Увеличение полезной нагрузки и удешевление ракет: Ракета не тратит огромное количество топлива на самом сложном этапе — преодолении начальной инерции на пусковой установке. Сэкономленную таким образом массу топлива можно заменить гораздо более ценной коммерческой полезной нагрузкой (например, дополнительными спутниками). В качестве альтернативы, для вывода той же полезной нагрузки достаточно построить ракету меньшего размера и значительно дешевле.
W.133689 - 18.09.2026
Wieża z grawitacyjno-tłokowo-pneumatyczną wyrzutnią rakiet. Dziedzina techniki
Przedmiotem wzoru użytkowego jest wieża infrastruktury kosmicznej wyposażona w grawitacyjno-pneumatyczną wyrzutnię, przeznaczona do bezinwazyjnego wystrzeliwania rakiet metodą tzw. „zimnego startu”. Rozwiązanie integruje w jednej strukturze przestrzennej zaawansowany układ mechanicznej regulacji docisku, systemy amortyzacji oraz łożyskowania aerostatycznego, a także wielostopniowy system napędowy.
Stan techniki
W znanych z dotychczasowego stanu techniki rozwiązaniach standardowe metody startu polegają na zapłonie silników głównych bezpośrednio na platformie startowej. Generuje to ekstremalne obciążenia wibracyjne, termiczne i akustyczne dla infrastruktury wieży oraz samej rakiety, wymuszając budowę potężnych deflektorów płomienia i kosztownych systemów tłumienia dźwięku, a także powodując znaczne obciążenie dla środowiska.
Kluczowe korzyści finansowe wynikające z wdrożenia tego wynalazku to: Brak niszczenia infrastruktury i kosztów napraw: Rakieta opuszcza wieżę siłą sprężonego powietrza, a jej silniki uruchamiane są dopiero w bezpiecznej odległości. Wieża startowa nie ulega wypaleniu, co trwale eliminuje potężne wydatki na jej ciągłą odbudowę i serwisowanie.
Drastyczne zwiększenie częstotliwości startów: Brak uszkodzeń po starcie oznacza brak długotrwałych przestojów remontowych. Kolejne wynoszenia ładunków mogą odbywać się rutynowo i w bardzo krótkich odstępach czasu. Wieża pracuje wydajniej, wykonując więcej startów, co maksymalizuje zyski z infrastruktury.
Większy ładunek użyteczny i tańsze rakiety: Rakieta nie marnuje ogromnych ilości paliwa na najtrudniejszym etapie – pokonaniu początkowej bezwładności na wyrzutni. Zaoszczędzoną w ten sposób masę paliwa można zastąpić znacznie cenniejszym ładunkiem komercyjnym (np. dodatkowymi satelitami). Alternatywnie, do wyniesienia tego samego ładunku wystarczy wybudować mniejszą i znacznie tańszą rakietę.
