RU2562826C1 - Способ повышения эффективности ракеты космического назначения с маршевым жрд - Google Patents
Способ повышения эффективности ракеты космического назначения с маршевым жрд Download PDFInfo
- Publication number
- RU2562826C1 RU2562826C1 RU2014128764/06A RU2014128764A RU2562826C1 RU 2562826 C1 RU2562826 C1 RU 2562826C1 RU 2014128764/06 A RU2014128764/06 A RU 2014128764/06A RU 2014128764 A RU2014128764 A RU 2014128764A RU 2562826 C1 RU2562826 C1 RU 2562826C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- fuel
- rocket
- sirer
- mass
- Prior art date
Links
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ повышения эффективности ракет космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) основан на использовании невыработанных жидких остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней РКН с помощью системы извлечения и реализации энергетических ресурсов (СИРЭР). Траекторию выведения ступени РКН разделяют на два этапа. На первом этапе осуществляют выработку рабочих запасов топлива через маршевый ЖРД. На втором этапе одновременно с выключением маршевого ЖРД запускают СИРЭР, осуществляют газификацию остатков топлива в обоих баках и дополнительную отработку импульса маневра ступени. Изобретение обеспечивает повышение энергетических характеристик ракеты космического назначения с маршевым жидкостным ракетным двигателем.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для ракет космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) для повышения их тактико-технических характеристик, частности повышения энергетики, снижения количества и площадей районов падения отделяющихся частей (ОЧ), существенного снижения техногенного воздействия на окружающую среду.
Одной из основных проблем, возникающих при эксплуатации РКН с маршевыми ЖРД, является их многоступенчатость и наличие остатков топлива в ОЧ.
Многоступенчатость РКН обусловлена самим принципом реактивного движения и стремлением повысить весовую отдачу, т.е. не разгонять отработанную массу и, как можно скорее, их отделять (примеры: сброс головного обтекателя, отработанных ступеней, переходников и т.д.) для облегчения оставшейся разгоняемой массы.
Остатки топлива в баках ОЧ обусловлены различными причинами и могут составлять до 3% от начальных запасов топлива, а остатки сжатого газа в шарах-баллонах могут составлять до 20% от начальных запасов. Эти остатки, кроме снижения массы выводимого полезного груза, представляют потенциальную угрозу взрыва ОЧ на орбитах выведения полезных нагрузок или преждевременного взрыва при движении на атмосферном участке траектории спусках ОЧ в районы падения, увеличения разброса точек падения ОЧ.
В качестве одного из мероприятий, рекомендованных Международным межагентским комитетом по космическому мусору, для исключения взрыва ОЧ на орбитах предусматривается пассивация всех источников энергии, в том числе: сброс остатков топлива, сжатого газа, обнуления электрических батарей, остановка маховиков (Руководящие принципы работ по снижению засоренности околоземного космического пространства. Межагентский координационный комитет по космическому мусору. IADC - 02-01. 12.04.2002. - 12 с.).
Известно техническое решение по патенту РФ №2482034 B64G 1/26, F02K 9/58 по заявке №2011147898 от 24.11.2011, где повышение эффективности (под эффективностью РКН в рассматриваемом случае подразумевается суммарная величина (массовых, временных, финансовых) затрат на один килограмм массы полезного груза, выводимого на заданную круговую орбиту (200 км) с учетом всех составляющих (стоимость изготовления, обслуживания на старте, предпусковые и послепусковые работы в районах падения, страховка пуска и т.д.)) РКН на участке увода ОЧ перед началом процесса газификации осуществляют сброс газа подушки наддува (в состав подушки наддува кроме газа наддува (гелий, азот и т.д.) входят пары компонента топлива), находящегося в топливной системе, через камеру газового ракетного двигателя (ГзРД), до величины давления, определяемого из условия максимума характеристической скорости, достигаемой ОЧ при реализации невыработанных остатков топлива.
Недостатком данного технического решения является то, что осуществляют сброс газов подушки наддува без организации процесса его участия в сжигании, нет рекомендации к выбору проектно-конструкторских параметров системы газификации. Как правило, в перспективных РКН газом наддува является гелий и его подача в камеру сгорания в ряде случаев (например, патент №2488712 RU: F02K 9/62; ТГУ. - №2011130266/06; заявл. 23.07.2011) приводит к ускорению скорости истечения продуктов сгорания из сопла камеры сгорания из-за его малого молекулярного веса и, соответственно, повышению удельного импульса.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому способу и устройству для его осуществления является техническое решение по использованию энергетических ресурсов, заключенных в невыработанных остатках жидкого топлива и газа наддува в баках после выключения маршевого ЖРД (см., например, на стр. 107-108 статьи «Оценка возможности управляемого схода с орбиты верхней ступени РН "Союз" за счет использования остатков топлива в баках» // Вестник Самарского аэрокосмического университета / И.В. Белоконов, Г.Е. Круглов, В.И. Трушляков, В.В. Юдинцев - Самара, 2010. - №2 (22). - С. 105-112).
Устройство, реализующее спуск, содержит реактивное сопло, расположенное под углом к продольной оси РКН, предназначено для сброса газа наддува из бака с жидким кислородом, газифицированного в результате сброса давления наддува, и сообщения ему дополнительного импульса для безопасного увода от КА и последующего перевода ОЧ на орбиту спуска в атмосферу. Аналогичное устройство используется на криогенной ОЧ первой ступени РКН «Ариан-5» ЕРС для сброса давления из бака с жидким водородом (см., например, Ariane-5. Data relating to Fight VA205 byhttp://hugu.es/ Hugues Lanteri. Kourou, March 2012. www.astrium.eads.net).
Применение данного технического решения малоэффективно, приводит к снижению выводимой полезной нагрузки и значительному техногенному воздействию на окружающую среду по следующим причинам:
- существенное количество топлива в баках ступени остается невырабатотанным, что снижает энергетическую эффективность РКН;
- остатки топлива представляют собой экологическую угрозу, в том числе возможность взрыва на орбите, при спуске с орбит и траекторий выведения и т.д.;
- конструкция систем сброса газифицированных продуктов не эффективна, т.к. позволяет реализовать лишь потенциальную энергию газа одного из баков, а параметры системы сброса не оптимизированы;
- нет рекомендаций к выбору параметров системы газификации и т.д.
Для удобства в дальнейших рассуждениях введем понятие системы извлечения и реализации энергетических ресурсов (СИРЭР), элементы которой в различном объеме присутствуют как в аналоге, в прототипе, так и в предлагаемом техническом решении.
В состав СИРЭР входят: система газификации с собственными запасами газогенерирующих составов (ГГС), например твердотопливные, жидкие, гибридные, газогенератор, магистрали подачи газов в топливные баки и продуктов газификации в автономный газовый ракетный двигатель (АГзРД), каждая камера которого устанавливается в одностепенный привод, система управления и т.д.
Задачей предлагаемого технического решения является устранение указанных недостатков, а именно:
- повышение энергетической характеристики РКН, для рассмотренного случая ~6,4%;
- повышение точности выведения, т.к. «довыведение» на режиме АГзРД аналогично режиму рулевых камер (сопел), что традиционно используют в схемах выведения РКН для повышения точности;
- отсутствие доработки маршевого ЖРД и обеспечивается сохранение достигнутой полетной надежности ЖРД, что требует значительно больших затрат по сравнению с созданием СИРЭР;
- повышение маневренности ступени (возможность обеспечения любых углов на момент отделения полезных нагрузок) на последнем этапе выведения за счет управляемых приводов АГзРД;
- полная выработка остатков топлива за счет газификации, что соответствует требованиям по обеспечению взрывобезопасности на орбите выведения;
- уменьшает разброс точек падения ОЧ нижних ступеней РКН при их спуске в атмосфере за счет отсутствия подвижных масс остатков топлива (возмущения);
- снижение высоты начала разрушения корпуса ОЧ верхних ступеней при их спуске в атмосфере из-за отсутствия подвижных масс остатков топлива (возмущения), что приводит к резкому сокращения района падения несгоревших фрагментов;
- возможность управления движением на атмосферном участке спуска ОЧ.
Способ повышения эффективности ракеты космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), основанный на использовании невыработанных жидких остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней РКН с помощью системы извлечения и реализации энергетических ресурсов (СИРЭР), включающей в свой состав систему газификации остатков топлива, систему реализации газифицированных продуктов, систему управления, согласно предложенному техническому решению заключается в том, что траекторию выведения ступени РКН разделяют на два этапа: на первом этапе осуществляют выработку рабочих запасов топлива через маршевый ЖРД, а на втором этапе одновременно с выключением маршевого ЖРД запускают СИРЭР, осуществляют газификацию остатков топлива в обоих баках и дополнительную отработку импульса маневра ступени из условия:
ΔV1+ΔV2-V0>0, где:
W1 - скорость истечения продуктов сгорания основных компонентов топлива из сопла маршевого ЖРД,
W2 - значение скорости истечения продуктов сгорания из сопла автономного газового ракетного двигателя,
m1 - вырабатываемая масса рабочих запасов топлива (~97% от начальной заправки топливом),
m2 - масса выводимого полезного груза,
m3 - «сухая» масса конструкции ступени,
m4 - масса невыработанных остатков топлива в баках ступени (~3% от начальной заправки топливом),
m5 - суммарная масса ГГС для горючего и окислителя,
m6 - масса системы газификации.
Описание достижимости способа. Предлагаемый способ содержит следующие действия:
1. Разделение участка выведения РКН на два этапа:
- первый соответствует работе маршевого ЖРД с выработкой рабочих запасов топлива и завершается выключением маршевого ЖРД;
- второй, который начинается одновременно с выключением маршевого ЖРД, соответствует функционированию СИРЭР с реализацией остатков топлива в баках (гарантийные, остатки недозабора в баках, на стенках баков, в магистралях и т.д.), извлекаемых с помощью подачи горячих газов в топливные баки с заданными физико-химическими свойствами, а также с участием собственных энергетических ресурсов, заключенных в газогенерирующих составах (ГГС) для получения и дожигаемых в автономном газовом ракетном двигателе.
2. Циклограмма работ по этапам:
- на первом этапе циклограмма полностью соответствует штатной процедуре выведения РКН и выключению маршевого ЖРД по набранному значению функционала, например кажущейся скорости, с учетом наличия второго этапа;
- на втором этапе функционирование СИРЭР начинается с запуска газогенераторов для получения теплоносителей для баков с остатками горючего (Г) и окислителя (О), при этом обеспечивается синхронизация времен выхода на заданные давления в баках О и Г с целью одновременной подачи газифицированных продуктов в АГзРД, далее осуществляется запуск АГзРД.
Управление движением относительно центра масс ступени РКН осуществляется путем поворота приводов камер; выключение АГзРД осуществляется либо по команде из системы управления, либо по падению давления поступающих газифицированных продуктов из баков О или Г.
Для ОЧ, осуществляемой спуск в атмосфере (нижние ступени), величину давления в баках ОЧ после выключения АГзРД обеспечивают из условия сохранения прочности топливного отсека для обеспечения минимизации площади рассеяния фрагментов ОЧ.
Для ОЧ, спускаемых с орбит (верхние ступени), которые, как правило, сгорают в атмосфере, после обеспечения заданных маневров (например, ориентация ступени с закруткой вокруг продольной оси) для повышения вероятности сгорания ступени в плотных слоях атмосферы осуществляют сброс давления до минимальной величины.
3. Проектно-конструктивные параметры СИРЭР:
- количество и тип невырабатываемых жидких остатков в баках, которые необходимо газифицировать;
- тип и количество ГГС для каждого бака;
- физико-химические химические свойства теплоносителей (продукты сгорания ГГС);
- параметры газогенераторов для баков О, Г;
- массовый секундный расход, температуры, схемы ввода в баки О, Г теплоносителей;
- скорость истечения продуктов сгорания АГзРД;
- массовый секундный расход продуктов газификации;
- время газификации остатков топлива в баках О, Г и т.д.;
- конструктивные схемы баков для размещения ГГС, подачи газов из газогенераторов в баки О, Г и продуктов газификации из баков в АГзРД, систему стабилизации и т.д.;
- схемы размещения управляющих органов газореактивных сопел системы стабилизации.
Все эти параметры определяют величины, входящие в (1)-(4).
В качестве примера взяты следующие исходные данные (на примере второй ступени РКН «Союз-2.1.в»): рабочие запасы топлива m1=19400 кг, невырабатываемые остатки топлива m4=600 кг, масса выводимомого полезного груза m2=2000 кг, конструкции «сухой» второй ступени m3=2600 кг, масса СИРЭР m6=104 кг (4% от массы «сухой» ступени), для маршевого ЖРД второй ступени РД-0110 с, соответственно, W1=3367 м/с.
Значения необходимой массы ГГС, W2, определяются в соответствии с методикой (Трушляков В.И., Лемперт Д.Б., Белькова М.Ю. Исследование возможностей испарения невырабатываемых остатков жидкого топлива в баках ступеней ракет / Омский научный вестник, 2014, №2(130) с. 52-57.) и соответствуют W2=3053 м/с, масса m5 - суммарная масса ГГС на основе пороха (для горючего и окислителя) совместно с остатками газа наддува (гелий) в баках 43 кг гелия+46.4 кг пороха, m5=89,4 кг.
Результаты расчета по формулам (1)-(4) показали:
V0=5233.4 м/с, V1=5158 м/с, V2=421 м/с.
ΔV1+ΔV2-V0=5579 м/с-5233 м/с=346 м/с, т.е. увеличивается энергетическая эффективность РКН, несмотря на утяжеление сухой «массы» конструкции второй ступени за счет установки СИРЭР. Происходит довыведение ступени РКН на режиме работы АГзРД.
Возможно расширение применения предлагаемого способа для решения снижения техногенного воздействия за счет управляемого спуска ОЧ с орбиты или траектории выведения. Величина располагаемой энергетики СИРЭР на борту ОЧ после отделения полезной нагрузки для совершения маневра спуска с орбиты, стабилизации при движении на атмосферном участке траектории спуска, в том числе для маневра по изменению точек падения:
Для исходных данных, используемых выше, значение ΔV3=693 м/с.
Преимущества предлагаемого технического решения следующие:
- повышение энергетической характеристики РКН, для рассмотренного случая ~6,4%;
- повышение точности выведения, т.к. «довыведение» на режиме АГзРД аналогично режиму рулевых камер (сопел), что традиционно используют в схемах выведения РКН для повышения точности;
- отсутствие доработки маршевого ЖРД и обеспечивается сохранение достигнутой полетной надежности ЖРД, что требует значительно больших затрат по сравнению с созданием СИРЭР;
- повышение маневренности ступени (возможность обеспечения любых углов на момент отделения полезных нагрузок) на последнем этапе выведения за счет управляемых приводов АГзРД;
- полная выработка остатков топлива за счет газификации;
- уменьшает разброс точек падения ОЧ нижних ступеней РКН при их спуске в атмосфере за счет отсутствия подвижных масс остатков топлива (возмущения);
- снижение высоты начала разрушения корпуса ОЧ верхних ступеней при их спуске в атмосфере из-за отсутствия подвижных масс остатков топлива (возмущения), что приводит к резкому сокращению района падения несгоревших фрагментов;
- возможность управления движением на атмосферном участке спуска ОЧ.
Claims (1)
- Способ повышения эффективности ракеты космического назначения (РКН) с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), основанный на использовании невыработанных жидких остатков компонентов ракетного топлива (КРТ) в баках отделяющихся частей (ОЧ) ступеней РКН с помощью системы извлечения и реализации энергетических ресурсов (СИРЭР), включающей в свой состав систему газификации остатков топлива, систему реализации газифицированных продуктов, систему управления, отличающийся тем, что траекторию выведения ступени РКН разделяют на два этапа: на первом этапе осуществляют выработку рабочих запасов топлива через маршевый ЖРД, а на втором этапе одновременно с выключением маршевого ЖРД запускают СИРЭР, осуществляют газификацию остатков топлива в обоих баках и дополнительную отработку импульса маневра ступени из условия:
ΔV1+ΔV2-V0>0, где:
- значение характеристической скорости, реализуемое ступенью РКН с ЖРД без использования невырабатываемых жидких остатков КРТ в ОЧ при отсутствии СИРЭР (номинальный вариант),
- значение характеристической скорости, реализуемое ступенью РКН при сжигании в маршевом ЖРД рабочих запасов топлива, с утяжеленной конструкцией за счет установки СИРЭР, на первом этапе,
- значение характеристической скорости, реализуемое ступенью РКН, с утяжеленной конструкцией, за счет использования невырабатываемых жидких остатков КРТ в ОЧ и СИРЭР, с использованием СИРЭР на втором этапе, где:
W1 - скорость истечения продуктов сгорания основных компонентов топлива из сопла маршевого ЖРД,
W2 - значение скорости истечения продуктов сгорания из сопла автономного газового ракетного двигателя,
m1 - вырабатываемая масса рабочих запасов топлива (~97% от начальной заправки топливом),
m2 - масса выводимого полезного груза,
m3 - «сухая» масса конструкции ступени,
m4 - масса невыработанных остатков топлива в баках ступени (~3% от начальной заправки топливом),
m5 - суммарная масса ГГС для горючего и окислителя,
m6 - масса системы газификации.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014128764/06A RU2562826C1 (ru) | 2014-07-15 | 2014-07-15 | Способ повышения эффективности ракеты космического назначения с маршевым жрд |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014128764/06A RU2562826C1 (ru) | 2014-07-15 | 2014-07-15 | Способ повышения эффективности ракеты космического назначения с маршевым жрд |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2562826C1 true RU2562826C1 (ru) | 2015-09-10 |
Family
ID=54073811
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014128764/06A RU2562826C1 (ru) | 2014-07-15 | 2014-07-15 | Способ повышения эффективности ракеты космического назначения с маршевым жрд |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2562826C1 (ru) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2614271C2 (ru) * | 2015-09-15 | 2017-03-24 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ реализации тяги ракетного двигателя и устройство для его реализации |
| RU2690304C1 (ru) * | 2018-07-02 | 2019-05-31 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ проведения лётно-конструкторских испытаний бортовой системы испарения остатков жидкого топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя |
| RU2722519C1 (ru) * | 2019-07-09 | 2020-06-01 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") | Способ стабилизации структурно неустойчивых осцилляторов жидкости ракет-носителей |
| RU2748079C1 (ru) * | 2020-07-10 | 2021-05-19 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Способ отделения полезных нагрузок от орбитальной ступени ракеты-носителя с жидкостным ракетным двигателем |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2414391C1 (ru) * | 2009-06-22 | 2011-03-20 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления |
| RU2475429C1 (ru) * | 2011-07-04 | 2013-02-20 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Образования И Науки Российской Федерации | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения |
| RU2482034C1 (ru) * | 2011-11-24 | 2013-05-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации |
| RU2518918C2 (ru) * | 2012-08-22 | 2014-06-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ увода отделившейся части ступени ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации |
-
2014
- 2014-07-15 RU RU2014128764/06A patent/RU2562826C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2414391C1 (ru) * | 2009-06-22 | 2011-03-20 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления |
| RU2475429C1 (ru) * | 2011-07-04 | 2013-02-20 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Образования И Науки Российской Федерации | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения |
| RU2482034C1 (ru) * | 2011-11-24 | 2013-05-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации |
| RU2518918C2 (ru) * | 2012-08-22 | 2014-06-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ увода отделившейся части ступени ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2614271C2 (ru) * | 2015-09-15 | 2017-03-24 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ реализации тяги ракетного двигателя и устройство для его реализации |
| RU2690304C1 (ru) * | 2018-07-02 | 2019-05-31 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ проведения лётно-конструкторских испытаний бортовой системы испарения остатков жидкого топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя |
| RU2722519C1 (ru) * | 2019-07-09 | 2020-06-01 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина" (ФГУП "НПЦАП") | Способ стабилизации структурно неустойчивых осцилляторов жидкости ракет-носителей |
| RU2748079C1 (ru) * | 2020-07-10 | 2021-05-19 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Способ отделения полезных нагрузок от орбитальной ступени ракеты-носителя с жидкостным ракетным двигателем |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9567108B2 (en) | Gas gun launcher | |
| Hodge et al. | Gelled propellants for tactical missile applications | |
| RU2562826C1 (ru) | Способ повышения эффективности ракеты космического назначения с маршевым жрд | |
| US20240301844A1 (en) | Ramjet propulsion method | |
| Ciezki et al. | Status of gel propulsion in the year 2010 with a special view on the German activities | |
| US20070012821A1 (en) | Launch vehicle crew escape system | |
| WO2014022836A2 (en) | Universal elliptical-sliced solid grain geometry and coupled grill-feedthrough featured assembly for solid rocket motor and coaxial hybrid rocket design | |
| Feodosiev et al. | Introduction to rocket technology | |
| Fry et al. | The US Navy's Contributions to Airbreathing Missile Propulsion Technology | |
| RU2522699C1 (ru) | Способ увеличения дальности полета артиллерийского снаряда | |
| Pinto et al. | Scalability of gelled propellant rocket motors | |
| US20140326832A1 (en) | Method and system for feeding jet engines | |
| Naumann et al. | Rocket propulsion with gelled propellants for sounding rockets | |
| RU2318704C2 (ru) | Ракета космического назначения тандемной схемы с многоразовой первой ступенью | |
| RU2532321C2 (ru) | Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса | |
| RU2482034C1 (ru) | Способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации | |
| Naumann et al. | Gelled green propellant rocket motor and gas generator technology at bayern-chemie-status and applications for space systems | |
| Patel et al. | Gas cooling generator technologies for aerospace applications | |
| RU93522U1 (ru) | Баллистическая ракета | |
| KR20090073642A (ko) | 과산화수소 가스발생기를 이용한 이원추진제 로켓이 결합된복합사이클 추진 시스템 및 그 운전방법 | |
| RU144872U1 (ru) | Газодинамический ускоритель твердых тел | |
| Pinto et al. | Green gelled propellant highly throtteable rocket motor and gas generator technology: status and application | |
| Kaloupis et al. | The ram accelerator-A chemically driven mass launcher | |
| RU2484283C2 (ru) | Способ утилизации невыработанных остатков компонентов ракетного топлива в отработанных ступенях ракет-носителей | |
| Naumann et al. | Green, Highly Throttleable and Safe Gelled Propellant Rocket Motors–Application Potentials for In-Space Propulsion |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180716 |