RU2359876C1 - Method for cleaning of rocket separating part from liquid toxic remains of rocket fuel components and device for its realisation - Google Patents
Method for cleaning of rocket separating part from liquid toxic remains of rocket fuel components and device for its realisation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2359876C1 RU2359876C1 RU2007149460/11A RU2007149460A RU2359876C1 RU 2359876 C1 RU2359876 C1 RU 2359876C1 RU 2007149460/11 A RU2007149460/11 A RU 2007149460/11A RU 2007149460 A RU2007149460 A RU 2007149460A RU 2359876 C1 RU2359876 C1 RU 2359876C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- fuel
- oxidant
- tank
- cleaning
- Prior art date
Links
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, преимущественно к ракетам-носителям (РН) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) на токсичных компонентах ракетного топлива (КРТ), а именно на горючем - несимметричном диметилгидразине (НДМГ) и окислителе на основе азотной кислоты (АК) - азотном тетраксиде (AT).The invention relates to rocket and space technology, mainly to carrier rockets (LV) with liquid rocket engines (LRE) on toxic components of rocket fuel (SRT), namely on combustible - asymmetric dimethylhydrazine (UDMH) and an oxidizing agent based on nitric acid (AK ) - nitrogen tetraxide (AT).
Известны способы нейтрализации НДМГ в отделяющихся частях (ОЧ) ракеты на пассивном участке траектории полета (ПУТ), например способ нейтрализации токсичных компонентов ракетного топлива на основе азотной кислоты и несимметричного диметилгидразина в отделяющейся части ракеты (патент РФ №2028468, МПК 6 F01N 3/10). Данный способ включает следующие операции: после останова двигателя часть жидкого НДМГ подают в магистраль окислителя низкого давления, а газообразные продукты разложения окислителя при достижении предельно допустимого давления в баке окислителя направляют в бак с остатками НДМГ и осуществляют сброс продуктов взаимодействия в окружающее пространство.Known methods of neutralizing UDMH in the detachable parts of the rocket in the passive section of the flight path (PUT), for example, a method of neutralizing toxic components of rocket fuel based on nitric acid and asymmetric dimethylhydrazine in the separating part of the rocket (RF patent No. 2028468, IPC 6 F01N 3/10 ) This method includes the following operations: after the engine is stopped, part of the liquid UDMH is fed to the low pressure oxidizer line, and the gaseous decomposition products of the oxidizer, when the maximum allowable pressure in the oxidizer tank is reached, are sent to the tank with the UDMG residues and the interaction products are discharged into the environment.
Устройство для осуществления данного способа содержит: шар-баллон с мембраной и автоматикой для подачи НДМГ, соединительную магистраль бака окислителя и бака горючего с клапанами.A device for implementing this method comprises: a balloon balloon with a membrane and automatic equipment for supplying UDMH, a connecting line of the oxidizer tank and the fuel tank with valves.
Недостатком данного способа и устройства для его осуществления является повышенная температура в туннельном трубопроводе при взаимодействии самовоспламеняющихся компонентов во время подачи НДМГ из дополнительной емкости, что приводит к выделению значительного количества теплоты и большой вероятности разрушения туннельного трубопровода.The disadvantage of this method and device for its implementation is the increased temperature in the tunnel pipeline during the interaction of self-igniting components during the supply of UDMH from the additional tank, which leads to the release of a significant amount of heat and a high probability of destruction of the tunnel pipeline.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению (прототипом) является способ очистки бака отделяющейся части ракеты от несимметричного диметилгидразина и устройство для его осуществления (патент РФ №1817891, МПК B64D 37/28, F42B 15/00). Данный способ включает следующие операции: к отделившейся части ракеты прикладывают знакопеременную перегрузку, в бак горючего вводят окислитель на основе азотной кислоты с дополнительно растворенным в нем нитратом металла, каталитически активным к НДМГ, при достижении в баке предельно допустимого давления сбрасывают из бака газообразные продукты с приданием вращения отделившейся части вокруг ее продольной оси.The closest in technical essence to the proposed invention (prototype) is a method of cleaning the tank of the detachable part of the rocket from asymmetric dimethylhydrazine and a device for its implementation (RF patent No. 1817891, IPC B64D 37/28, F42B 15/00). This method includes the following operations: alternating overload is applied to the separated part of the rocket, an oxidizing agent based on nitric acid with additionally dissolved metal nitrate dissolved in it, catalytically active for UDMH is introduced into the fuel tank, when the maximum permissible pressure is reached, gaseous products are dumped from the tank to give rotation of the separated part around its longitudinal axis.
Устройство для осуществления данного способа содержит: вытеснительную емкость с заправочно-сливным клапаном, дренажный и предохранительный клапаны, шар-баллон, пусковые пироклапаны, дроссель, дополнительный дренажно-предохранительный клапан, пиромембрану, пороховые ракетные двигатели для придания знакопеременной перегрузки и раскрутки корпуса отделяющейся части, блок управления, датчиковую аппаратуру, дренажно-предохранительные клапаны, сигнализатор давления.A device for implementing this method comprises: a displacement container with a filling and drain valve, drain and safety valves, a balloon, starting pyro valves, a throttle, an additional drain and safety valve, a pyromembrane, powder rocket engines to impart alternating overload and unwinding of the body of the separating part, control unit, sensor equipment, drainage safety valves, pressure signaling device.
Однако практическая реализация способа-прототипа возможна при условии соблюдения высокотемпературного режима термохимического процесса очистки, что является причиной резкого снижения прочности конструкции бака горючего и возможности его разрушения в процессе очистки, а также отсутствие действий по очистке бака окислителя от жидких остатков окислителя и невозможность реализации мероприятий по очистке расходных трубопроводов окислителя и горючего.However, the practical implementation of the prototype method is possible provided that the high-temperature regime of the thermochemical cleaning process is observed, which causes a sharp decrease in the structural strength of the fuel tank and the possibility of its destruction during the cleaning process, as well as the absence of actions to clean the oxidizer tank from liquid oxidant residues and the inability to implement measures for cleaning the flow lines of oxidizer and fuel.
Задачей изобретения является расширение функциональных возможностей способа и устройства для его осуществления путем обеспечения очистки не только бака горючего, но и бака окислителя и расходных трубопроводов окислителя и горючего, а также повышение надежности системы путем снижения температурного режима осуществления способа.The objective of the invention is to expand the functionality of the method and device for its implementation by ensuring the cleaning of not only the fuel tank, but also the oxidizer tank and the flow lines of the oxidizer and fuel, as well as increasing the reliability of the system by reducing the temperature regime of the method.
Поставленная задача достигается тем, что в способе очистки отделяющейся части ракеты от жидких токсичных остатков компонентов ракетного топлива на пассивном участке полета, по которому осуществляют приложение к отделившейся части ракеты знакопеременной перегрузки и придание вращения отделившейся части ракеты вокруг продольной оси, введение в бак в распыленном виде окислителя на основе азотной кислоты, в результате чего происходит взаимодействие окислителя с несимметричным диметилгидразином с образованием газообразных продуктов, которые затем сбрасывают в окружающее пространство, согласно заявляемому изобретению, после перемещения остатков окислителя к верхнему днищу бака производят вскрытие дренажного клапана, продувают магистрали горючего и окислителя и осуществляют прорыв мембран форсуночных коллекторов нейтральным газом, после чего, одновременно с подачей окислителя в бак горючего производят вскрытие пиромембран соединительных трубопроводов.This object is achieved by the fact that in the method of cleaning the separating part of the rocket from liquid toxic residues of rocket fuel components in the passive section of the flight, through which alternating overload is applied to the separated part of the rocket and the separated part of the rocket is rotated around its longitudinal axis, it is sprayed into the tank an oxidizing agent based on nitric acid, resulting in the interaction of the oxidizing agent with asymmetric dimethylhydrazine with the formation of gaseous products, to which are then discharged into the surrounding space, according to the claimed invention, after moving the oxidant residues to the top of the tank, open the drain valve, purge the fuel and oxidizer lines and break through the nozzle manifold membranes with neutral gas, and then, simultaneously with the oxidizer supply to the fuel tank, open pyromembrane connecting pipelines.
Поставленная задача достигается также тем, что устройство, содержащее вытеснительную емкость с заправочно-сливным клапаном, шар-баллон, дренажный клапан, пироклапаны, пиромембрану, пороховые ракетные двигатели для раскрутки корпуса отделяющейся части ракеты, блок управления, согласно заявляемому изобретению, дополнительно содержит соединительные трубопроводы с пиромембранами, соединяющие расходные трубопроводы низкого давления бака горючего перед главным клапаном горючего и расходный трубопровод окислителя перед главным клапаном окислителя, устанавливаемый на верхнем днище бака окислителя, редуктор, связанный с электропневмоклапаном и вытеснительной емкостью.The task is also achieved by the fact that the device containing a displacement container with a filling and drain valve, balloon, drain valve, pyro valves, pyromembrane, powder rocket engines for unwinding the body of the detachable part of the rocket, the control unit according to the invention further comprises connecting pipelines with pyromembranes connecting the low pressure fuel supply pipelines in front of the main fuel valve and the oxidizer flow pipe in front of the main valve oxidizer, mounted on the upper bottom of the oxidizer tank, a reducer associated with an electro-pneumatic valve and a displacement tank.
Дренажный клапан снабжен тарелью, перекрывающей его выходной патрубок.The drain valve is equipped with a plate overlapping its outlet pipe.
На чертеже изображена принципиальная схема устройства, реализующего заявляемый способ.The drawing shows a schematic diagram of a device that implements the inventive method.
Устройство содержит: баки окислителя и горючего 1,2 - соответственно, расходный трубопровод (магистраль) окислителя 3, дренажный клапан с тарелью 4, расходные трубопроводы (магистрали) горючего 5, форсуночные коллекторы 6, пироклапаны 7-10, шар-баллон с нейтральным газом (азотом) 11, вытеснительную емкость с заправочно-сливным клапаном окислителя 12, редуктор 13, электропневмоклапаны 14-17, пиромембраны 18, 19, соединительные трубопроводы 20, 21, главные (отсечные) клапаны расходных трубопроводов окислителя и горючего 22-25.The device contains: oxidizer and fuel tanks 1,2, respectively, an oxidizer supply line (line) 3, a drain valve with a plate 4, fuel supply lines (lines) 5, nozzle manifolds 6, pyro valves 7-10, a neutral gas balloon (nitrogen) 11, a displacement container with an oxidizer filling and drain valve 12, a reducer 13, electro-pneumatic valves 14-17, pyromembrane 18, 19, connecting pipelines 20, 21, and the main (shut-off) valves of the oxidizing and fuel flow pipelines 22-25.
Способ осуществляется следующим образом.The method is as follows.
После подачи главной команды на выключение ЖРД подается команда на включение пороховых ракетных двигателей (ПРД) разделения ступеней и увода. Под действием обратной перегрузки при срабатывании ПРД жидкие остатки КРТ из нижних днищ баков горючего 2 и окислителя 1, туннельного трубопровода окислителя 3 перемещаются в направлении верхних днищ баков. После перемещения остатков КРТ к верхним днищам баков, в частности к верхнему днищу бака окислителя, производят вскрытие дренажного клапана 4.After submitting the main command to turn off the liquid propellant rocket engine, a command is sent to turn on the powder rocket engines (PRD) of separation of stages and withdrawal. Under the action of reverse overload when the PRD is triggered, the liquid residues of SRT from the lower bottoms of the fuel tanks 2 and oxidizer 1, the tunnel pipe of the oxidizer 3 move in the direction of the upper bottoms of the tanks. After moving the remnants of the SRT to the upper bottoms of the tanks, in particular to the upper bottom of the oxidizer tank, the drain valve 4 is opened.
Время перемещения жидких остатков окислителя от нижнего днища к верхнему днищу бака окислителя (для случая работы ПРД в течение всего времени перемещения остатков окислителя, что практически всегда имеет место) определяется по формуле:The time of movement of the liquid residues of the oxidizing agent from the lower bottom to the upper bottom of the oxidizing tank (for the case of the PRD operation during the entire time of the movement of the remaining oxidizing agent, which almost always takes place) is determined by the formula:
где Lбо - длина бака окислителя; Мcm - масса ОЧ ракеты; Рпрд - суммарная тяга ПРД разделения ступеней и увода.where L bo - the length of the oxidizer tank; M cm is the mass of the occh rocket; R PRD - total thrust PRD separation of steps and withdrawal.
При достижении основной массы окислителя верхнего днища бака через интервал времени Т1 после срабатывания ПРД осуществляют вскрытие дренажного клапана 4, установленного в верхнем днище бака окислителя 1 и снабженного тарелью. Таким образом, создается возможность выброса значительной массы окислителя в окружающее пространство без придания приращения скорости движения ОЧ.Upon reaching the bulk of the oxidizer of the upper bottom of the tank after a time interval T 1 after the operation of the pressure switch, the drain valve 4 is opened, installed in the upper bottom of the tank of oxidizer 1 and equipped with a plate. Thus, it is possible to release a significant mass of oxidizing agent into the surrounding space without imparting an increment in the speed of the OCh movement.
При открытии дренажного клапана, снабженного тарелью, перекрывающей выходной патрубок, тарель приподнимается над выходным патрубком, и при истечении через клапан продукты газификации отражаются от тарели в диаметрально противоположные стороны, обеспечивая осевую компенсацию. Тарель предотвращает возникновение дополнительного возмущения при сбросе продуктов газификации, вызываемого их истечением, что, в свою очередь, не увеличивает площади районов падения ступеней ракет. Далее такой дренажный клапан предлагается называть безмоментным дренажным клапаном (БДК).When you open the drain valve, equipped with a plate that overlaps the outlet pipe, the plate rises above the outlet pipe, and when it expires through the valve, the gasification products are reflected from the plate in diametrically opposite directions, providing axial compensation. The plate prevents the occurrence of additional disturbance during the discharge of gasification products caused by their expiration, which, in turn, does not increase the area of the incidence of rocket stages. Further, such a drainage valve is proposed to be called a momentless drainage valve (BDK).
После срабатывания БДК 4, производится вскрытие пироклапанов 7-10 и продувка расходного трубопровода окислителя 3 и расходных трубопроводов горючего 5 из установленного шар-баллона 11 со сжатым нейтральным газом с целью максимального удаления остатков КРТ из расходных магистралей и предотвращения их химического взаимодействия между собой в соединительных трубопроводах 20, 21, а также снижения газодинамического и температурного воздействия на стенки трубопроводов и бака окислителя.After the BDK 4 is triggered, the pyro valves 7-10 are opened and the oxidizer 3 supply pipe and fuel 5 supply pipes are purged from the installed balloon 11 with compressed neutral gas in order to maximize the removal of SRT residues from the supply lines and prevent their chemical interaction between themselves in the connecting pipelines 20, 21, as well as reducing gas-dynamic and temperature effects on the walls of pipelines and the oxidizer tank.
Время продувки определяется по формуле:The purge time is determined by the formula:
где Lmp - длина продуваемого трубопровода от отсечных клапанов до заборного устройства бака; Fmp - площадь проходного сечения расходного трубопровода; Qг - объемный секундный расход газа продувки.where L mp - the length of the purged pipeline from the shut-off valves to the intake device of the tank; F mp - the area of the flow cross section of the flow line; Q g - volumetric second flow rate of purge gas.
Через время T2 производится закрытие электропневмоклапанов 16, 17 и запуск ПРД закрутки, обеспечивающих закручивание ОЧ со скоростью 3-4 оборота в минуту с целью равномерного распределения остатков НДМГ по стенкам бака Г (это необходимо для обеспечения фиксированной площади взаимодействия горючего и окислителя, а также создания поглощающего тепло слоя жидкости с целью защиты стенок бака Г от перегрева и разрушения - в соответствии с действиями по прототипу).After a time of T 2 , the electro-pneumatic valves 16, 17 are closed and the spin-tightening screw is started, ensuring that the OCh is twisted at a speed of 3-4 revolutions per minute in order to evenly distribute UDMH residues across the tank walls G (this is necessary to ensure a fixed area of interaction between fuel and oxidizer, as well as creating a heat-absorbing liquid layer in order to protect the walls of the tank G from overheating and destruction - in accordance with the actions of the prototype).
Суммарная тяга ПРД закрутки определяется по формуле:The total thrust PRD spin is determined by the formula:
где ncm - частота оборотов ступени вокруг продольной оси в минуту; Мcm - масса ОЧ ракеты; Dcm - диаметр ОЧ ракеты; τпрд.з - время работы ПРД закрутки ОЧ ракеты.where n cm is the rotational speed of the stage around the longitudinal axis per minute; M cm is the mass of the occh rocket; D cm is the diameter of the occh rocket; τ prd.z is the operating time of the rotational speed control of the spin of the OCH missile.
После закручивания ОЧ вокруг продольной оси подают команды на вскрытие пиромембран 18, 19 соединительных трубопроводов 20, 21 и подачу окислителя из шар-баллона 12 через электропневмоклапан 14 и редуктор 13 в форсуночные коллекторы 6. В баке Г происходит взаимодействие капельной смеси АК (AT) с парами и газожидкостной фазой горючего, в результате чего поднимается давление и температура, необходимая для газификации всей массы горючего, находящегося в баке Г.After twisting the OCh around the longitudinal axis, commands are given to open the pyromembranes 18, 19 of the connecting pipes 20, 21 and to supply the oxidizing agent from the balloon 12 through the electro-pneumatic valve 14 and gear 13 to the nozzle manifolds 6. In the tank G, the AK (AT) droplet mixture interacts with vapor and gas-liquid phase of the fuel, as a result of which the pressure and temperature necessary to gasify the entire mass of fuel in the tank G.
Продукты газификации и частичного разложения НДМГ направляются через соединительные трубопроводы 20, 21 в расходный трубопровод окислителя 3 и далее поступают в бак О 1, где происходит химическая реакция взаимодействия продуктов газификации с остатками окислителя и сброс в окружающую среду продуктов их взаимодействия через БДК 4.The gasification and partial decomposition products of UDMH are sent through connecting pipelines 20, 21 to the oxidizer 3 feed line and then enter the O 1 tank, where the chemical reaction of the gasification products with oxidant residues takes place and the products of their interaction are discharged into the environment through BDK 4.
Работа системы газификации будет прекращена по окончании действия химической реакции НДМГ и АК в баке Г.The gasification system will be terminated upon completion of the chemical reaction UDMH and AK in tank G.
Данный способ и устройство для его осуществления могут быть реализованы на любых ракетах-носителях, использующих жидкие токсичные КРТ (АК и НДМГ).This method and device for its implementation can be implemented on any launch vehicles using liquid toxic SRT (AK and UDMH).
Заявляемый способ очистки отделяющейся части ракеты от жидких токсичных остатков компонентов ракетного топлива и устройство его осуществления обеспечивают:The inventive method of cleaning the separating part of the rocket from liquid toxic residues of rocket fuel components and a device for its implementation provide:
- возможность максимального сокращения остатков токсичных самовоспламеняющихся КРТ в топливных баках РН и расходных топливных магистралях двигательной установки;- the possibility of maximum reduction of residues of toxic self-igniting MCT in the fuel tanks of the launch vehicle and fuel supply lines of the propulsion system;
- способ позволяет сохранить прочность конструкции за счет низкотемпературного режима газификации остатков КРТ;- the method allows you to save structural strength due to the low-temperature regime of gasification of residues of SRT;
- снижается техногенное воздействие на окружающую среду РН на жидких токсичных КРТ.- reduced technogenic environmental impact of pH on liquid toxic SRT.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007149460/11A RU2359876C1 (en) | 2007-12-27 | 2007-12-27 | Method for cleaning of rocket separating part from liquid toxic remains of rocket fuel components and device for its realisation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007149460/11A RU2359876C1 (en) | 2007-12-27 | 2007-12-27 | Method for cleaning of rocket separating part from liquid toxic remains of rocket fuel components and device for its realisation |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2359876C1 true RU2359876C1 (en) | 2009-06-27 |
Family
ID=41027131
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007149460/11A RU2359876C1 (en) | 2007-12-27 | 2007-12-27 | Method for cleaning of rocket separating part from liquid toxic remains of rocket fuel components and device for its realisation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2359876C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2509179C1 (en) * | 2012-06-22 | 2014-03-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of cleaning containers of liquid-propellant rockets after start from fuel components |
| RU2712354C1 (en) * | 2019-04-03 | 2020-01-28 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Neutralization method of refueling equipment and items of rocket-and-space equipment and mobile complex for its implementation |
-
2007
- 2007-12-27 RU RU2007149460/11A patent/RU2359876C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2509179C1 (en) * | 2012-06-22 | 2014-03-10 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Method of cleaning containers of liquid-propellant rockets after start from fuel components |
| RU2712354C1 (en) * | 2019-04-03 | 2020-01-28 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Neutralization method of refueling equipment and items of rocket-and-space equipment and mobile complex for its implementation |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8024918B2 (en) | Rocket motor having a catalytic hydroxylammonium (HAN) decomposer and method for combusting the decomposed HAN-based propellant | |
| RU2414391C1 (en) | Method of descending space rocket stage separation part and device to this end | |
| US9487310B2 (en) | Spacecraft fitted with a de-orbiting device comprising a detonation engine | |
| US20110005194A1 (en) | Flashback shut-off | |
| US20150027102A1 (en) | Tri-propellant rocket engine for space launch applications | |
| US11084605B2 (en) | Device and system for controlling missiles and kill vehicles operated with gel-like fuels | |
| RU2359876C1 (en) | Method for cleaning of rocket separating part from liquid toxic remains of rocket fuel components and device for its realisation | |
| CN110979747B (en) | Attitude and orbit coupling control method and system | |
| KR101318385B1 (en) | Device and method for removal bird nest of raceway in blast furnace | |
| US2637161A (en) | Process of ignition for rockets and the like | |
| CN111207008A (en) | Device and method for discharging residual propellants in propellant cross conveying pipeline | |
| Jung et al. | Test and Evaluation of a 70 N-class Hydrazine Thruster for Application to the Precise Attitude Control of Space Vehicles | |
| US20110303794A1 (en) | Method and system for feeding jet engines | |
| Othman et al. | Design and testing of a 50N hydrogen peroxide monopropellant rocket thruster | |
| RU2522536C1 (en) | Method of rocket in-tank liquid-propellant gasification and device to this end | |
| JP5250873B2 (en) | Catalytic decomposition thruster for spacecraft | |
| RU2654235C1 (en) | Method of the liquid oxygen and kerosene unprocessed residues gasification in the booster rocket tanks and the device for its implementation | |
| RU2028468C1 (en) | Method of neutralizing toxic rocket fuel components in descent stage of rocket | |
| RU2542623C1 (en) | Operation of oxygen-kerosene liquid rocket engine and rocket engine plant | |
| Takada et al. | Ignition and flame-holding characteristics of 60wt% hydrogen peroxide in a CAMUI-type hybrid rocket fuel | |
| RU2484283C2 (en) | Utilisation method of residual components of rocket fuel in spent stages of carrier rockets | |
| US20130019586A1 (en) | Propulsion method and device comprising a liquid oxidant and a solid compound | |
| CN111232253B (en) | Storage and supply device for solid working medium | |
| US20170120216A1 (en) | Detonation cycle apparatus and method of operating the same | |
| RU2690304C1 (en) | Method of flight-design tests of on-board system for evaporation of liquid fuel residues in tank of spent carrier rocket stage |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161228 |