RU2580345C2 - Method of using carrier rocket on active section of trajectory thereof - Google Patents
Method of using carrier rocket on active section of trajectory thereof Download PDFInfo
- Publication number
- RU2580345C2 RU2580345C2 RU2014126456/11A RU2014126456A RU2580345C2 RU 2580345 C2 RU2580345 C2 RU 2580345C2 RU 2014126456/11 A RU2014126456/11 A RU 2014126456/11A RU 2014126456 A RU2014126456 A RU 2014126456A RU 2580345 C2 RU2580345 C2 RU 2580345C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tank
- tanks
- rocket
- liquid
- component
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое техническое решение относится к ракетной технике, а именно к проблематике проектирования и конструирования ракет-носителей и способам организации их функционирования на активных участках их траекторий.The proposed technical solution relates to rocket technology, and in particular to the problems of designing and constructing launch vehicles and methods for organizing their functioning on active sections of their trajectories.
Известна твердотопливная ракета-носитель, содержащая твердотопливный ракетный двигатель и прикрепленную к нему полезную нагрузку, в качестве которой применен либо собственно блок полезной нагрузки, либо, по крайней мере, еще одна ступень с ее полезной нагрузкой - см., например, изобретение РФ №2072952, B64G 1/14, от 18.10.1993 г. Указанная ракета-носитель имеет продольно-соосное, последовательное размещение блока полезной нагрузки и твердотопливных ракетных двигателей (ступеней).A solid-propellant launch vehicle containing a solid-propellant rocket engine and a payload attached to it is known, which is used either as a payload unit itself or at least one more stage with its payload - see, for example, RF invention No. 2072952 ,
Недостатком указанного технического решения являются невысокие значения как величин масс блоков полезной нагрузки, приобретающих необходимые значения скорости в конечной точке активного участка траектории, так и незначительные величины коэффициента выведения (Кв), равного отношению массы блока полезной нагрузки к общей стартовой массе ракеты-носителя.The disadvantage of this technical solution is the low values of the mass values of the payload blocks, acquiring the necessary speed values at the end point of the active section of the trajectory, and insignificant values of the withdrawal coefficient (K in ), which is equal to the ratio of the mass of the payload block to the total launch mass of the launch vehicle.
Известны также ракеты-носители (в общем случае многоступенчатые), использующие жидкие компоненты ракетных топлив (КРТ) и содержащие в своей конструкции баки с КРТ, жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) и блоки полезной нагрузки - см., например, изобретение РФ №2149125, B64G 1/14, от 09.08.1999 г., заявитель корпорация «Энергия». Такие ракеты-носители обладают более высокими техническими характеристиками по сравнению с твердотопливными ракетоносителями - как по массам, доставляемым на заданные траектории, полезных грузов, так и по значениям Кв. Так, например, лучшая по величине Кв из эксплуатируемых в настоящее время ракет-носителей - ракета «Протон-М» имеет значение Кв, равное 0,031 (см. www.habrahabr.ru/sandbox/81929/ и www.vedomosti.ru/news/11032611/intervvu…).Carrier rockets are also known (in general, multi-stage) that use liquid components of rocket fuels (SRT) and containing SRT tanks, liquid rocket engines (LRE) and payload blocks in their design - see, for example, RF invention No. 2149125,
Но на современном этапе развития ракетной техники и достигнутые к настоящему времени указанные эксплуатационно-технические характеристики современных жидкостных ракет-носителей являются уже недостаточными.But at the present stage of development of rocket technology and the indicated operational and technical characteristics of modern liquid launch vehicles that have been achieved to date are already insufficient.
Наиболее близким по технической сущности по отношению к заявляемому техническому решению (его прототипом) является советская ракета-носитель «Энергия» (см., например, книгу «Триумф и трагедия «Энергии»»; автор - главный конструктор ракеты-носителя «Энергия» Б.И. Губанов; том 3; страница не указывается, так как был использован электронно-цифровой вариант книги, свободно распространяемый в Сети). Эта ракета-носитель состояла из центрального несущего блока Ц, который включал в свой состав корпус и последовательно (друг над другом) размещенные баки для жидкого водорода и жидкого кислорода, и 4-х одинаковых боковых блоков А, прикреплявшихся к центральному блоку Ц. Каждый блок А включал в свой состав последовательно размещенные баки для керосина и жидкого кислорода. На блоке Ц размещались ракетные двигатели РД-0120, а на блоках А - РД-170. К блоку Ц сбоку прикреплялся и блок полезной нагрузки массой до 100 тонн. Стартовая масса этой ракеты-носителя - 2300 тонн.The closest in technical essence to the claimed technical solution (its prototype) is the Soviet Energia launch vehicle (see, for example, the book Triumph and the Tragedy of Energy; the author is the chief designer of the Energy launch vehicle B . I. Gubanov;
Одна из перспективных модификаций ракеты-носителя «Вулкан», создававшейся на базисе ракеты-носителя «Энергия», обеспечивала возможность выведения на низкие околоземные орбиты полезных нагрузок с массами до 500 тонн (см. указанную выше книгу)!One of the promising modifications of the Vulkan launch vehicle, which was created on the basis of the Energia launch vehicle, provided the possibility of launching payloads with masses up to 500 tons into low Earth orbits (see the book above)!
Недостатком прототипа, т.е. ракеты-носителя «Энергия» (как и всех перспективных носителей, разработанных на ее основе - в том числе и ракеты-носителя «Вулкан») является невысокое значение коэффициента выведения Кв, равное 0,043 (см., например, www.habrahabr.ru/sandbox/81929/ и www.vedomosti.ru/news/11032611/intervyu…), хотя это значение до СИХ пор не превзойдено… Но объективные законы развития технических систем и потребности ракетно-космической техники делают актуальной и настоятельно насущной необходимость увеличения Кв хотя бы в 1,5 раза.The disadvantage of the prototype, i.e. launcher "Energy" (as promising carriers and all developed based on it - including the carrier rocket "Vulcan") is a low value deducing K coefficient equal to 0.043 (see, e.g., www.habrahabr.ru. / sandbox / 81929 / and www.vedomosti.ru/news/11032611/intervyu...), although this value has not yet been surpassed ... But the objective laws of the development of technical systems and the needs of rocket and space technology make urgent and urgent the need to increase K in at least 1.5 times.
Целью предлагаемого технического решения является увеличение указанного коэффициента выведения (Кв) (либо увеличение скоростей - при прежней массе полезной нагрузки, достижение которых становится возможным при применении предложенного технического решения).The purpose of the proposed technical solution is to increase the specified coefficient of output (K in ) (or increase speeds with the previous payload mass, the achievement of which becomes possible when applying the proposed technical solution).
Указанная цель достигается за счет того, что в предлагаемой ракете-носителе, содержащей блок жидкостных ракетных двигателей, полезную нагрузку и баки для компонентов ракетного топлива, баки для разных компонентов ракетного топлива выполнены конструктивно изолированными - в виде отдельных блоков - и расположены параллельно друг другу параллельно продольной оси ракеты-носителя, образуя совокупность параллельно расположенных блоков.This goal is achieved due to the fact that in the proposed carrier rocket containing a block of liquid rocket engines, the payload and tanks for components of rocket fuel, tanks for different components of rocket fuel are structurally isolated - as separate blocks - and are parallel to each other in parallel the longitudinal axis of the launch vehicle, forming a set of parallel blocks.
Каждый бак в предлагаемой ракете-носителе - это, конструктивно, отдельный блок этой ракеты-носителя. Особо следует отметить, что каждый из расположенных параллельно (вдоль ее продольной оси) таких отдельных блоков предназначен, в соответствии с заявляемым, для хранения только лишь одного из компонентов ракетного топлива. Во всех известных конструкциях жидкостных ракет-носителей каждый блок содержит и бак с окислителем, и бак с горючим. Указанное обстоятельство и параллельное (а не соосно-последовательное, как во всех известных ракетах-носителях) размещение всех баков-блоков одной ступени являются главными отличительными признаками заявленного технического решения (всех его вариантов).Each tank in the proposed launch vehicle is, structurally, a separate unit of this launch vehicle. It should be especially noted that each of these separate blocks located in parallel (along its longitudinal axis) is intended, in accordance with the claimed, for storing only one of the components of rocket fuel. In all known constructions of liquid launch vehicles, each unit contains both an oxidizing tank and a fuel tank. The aforementioned circumstance and parallel (and not coaxial-serial, as in all known launch vehicles) the placement of all tank blocks of one stage are the main distinguishing features of the claimed technical solution (all its variants).
Второй вариант осуществления предлагаемой ракеты-носителя, содержащей блок жидкостных ракетных двигателей, полезную нагрузку и баки для компонентов ракетного топлива, имеет следующие особенности: баки для компонентов ракетного топлива выполнены соосными, причем один из баков для одного из компонентов ракетного топлива размещен внутри бака для второго компонента ракетного топлива, и при этом нижние и верхние части, по крайней мере, одного бака скреплены с - соответственно - блоком жидкостных ракетных двигателей и полезной нагрузкой, а стенки внутреннего бака являются также и внутренними стенками внешнего бака.The second embodiment of the proposed launch vehicle containing a block of liquid rocket engines, payload and tanks for components of rocket fuel, has the following features: tanks for components of rocket fuel are made coaxial, and one of the tanks for one of the components of rocket fuel is placed inside the tank for the second component of rocket fuel, and the lower and upper parts of at least one tank are fastened with - respectively - a block of liquid rocket engines and payload, and with Enki inner tank are also the inner walls of the outer tank.
Третий вариант осуществления предлагаемой ракеты-носителя, содержащей блок жидкостных ракетных двигателей, полезную нагрузку и баки для компонентов ракетного топлива, имеет следующие особенности: к центральному продольно-осевому баку для одного из компонентов ракетного топлива прикреплены не менее одного полуцилиндрического или полуэллиптического бака для второго из компонентов ракетного топлива, при этом стенки центрального бака являются общими и для самого центрального бака, и для внутренних частей каждого из соответствующих прилегающих боковых баков.The third embodiment of the proposed launch vehicle containing a block of liquid rocket engines, payload and tanks for rocket fuel components has the following features: at least one semi-cylindrical or semi-elliptical tank for the second of components of rocket fuel, while the walls of the central tank are common for the central tank itself, and for the internal parts of each of the corresponding fitting side tanks.
Ракета-носитель по каждому из указанных выше вариантов ее осуществления дополнительно выполняется так, что баки для разных компонентов ракетного топлива выполнены разными по длине.The launch vehicle for each of the above options for its implementation is additionally performed so that the tanks for different components of rocket fuel are made different in length.
Ракета-носитель, реализованная в соответствии с указанным выше, дополнительно выполняется так, что, по крайней мере, один бак выполнен несущим и его нижние и верхние части соединены с - соответственно - блоком жидкостных ракетных двигателей и полезной нагрузкой.The launch vehicle, implemented in accordance with the above, is additionally performed so that at least one tank is made as a carrier and its lower and upper parts are connected to - respectively - a block of liquid rocket engines and payload.
Ракета-носитель, реализованная в соответствии с указанным выше, дополнительно выполняется так, что внутренний (центральный) бак выполнен несущим.The launch vehicle, implemented in accordance with the above, is additionally performed so that the inner (central) tank is made bearing.
Ракета-носитель, реализованная в соответствии с указанным выше, дополнительно выполняется так, что каждый из баков с соответствующим компонентом ракетного топлива содержит свой блок жидкостных ракетных двигателей; топливные магистрали каждого жидкостного ракетного двигателя соединены с каждым из баков с компонентами ракетного топлива, при этом общее количество жидкостных ракетных двигателей устанавливают таким, чтобы их суммарная тяга превосходила стартовую массу ракеты-носителя.The launcher, implemented in accordance with the above, is additionally performed so that each of the tanks with the corresponding component of the rocket fuel contains its own block of liquid rocket engines; the fuel lines of each liquid rocket engine are connected to each of the tanks with rocket fuel components, and the total number of liquid rocket engines is set so that their total thrust exceeds the launch mass of the launch vehicle.
Ракета-носитель, осуществленная в соответствии с указанным выше, дополнительно реализованная так, что она выполнена многоступенчатой.The launch vehicle, implemented in accordance with the above, is additionally implemented so that it is multi-stage.
Способ применения ракеты-носителя, изготовленной в соответствии с указанным выше, с параллельным и не соосным расположением баков для различных компонентов ракетного топлива и выполнением бака для одного (первого) компонента ракетного топлива - например, жидкого водорода - центральным, выполнением хранилища для второго компонента ракетного топлива - например, жидкого кислорода - в виде, по крайней мере, двух отдельных баков, симметрично расположенных вокруг центрального бака и при этом и на центральном, и на боковых баках размещены жидкостные ракетные двигатели, отличающийся тем, что при старте ракеты-носителя включают в действие все жидкостные ракетные двигатели - например, первой ступени, - но при этом снабжение всех жидкостных ракетных двигателей ступени осуществляют от центрального бака, содержащего один из компонентов, и только от одного - заданного - из всех боковых баков, содержащих второй компонент, затем, после полного исчерпания в указанном боковом баке всего запаса содержавшегося в нем компонента, осуществляют перекрытие топливных магистралей, соединяющих жидкостные ракетные двигатели, размещенные на указанном баке, с иными баками и ЖРД и производят сброс данного бака вместе с размещенными на нем жидкостными ракетными двигателями, и переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом от второго бокового бака с этим компонентом, после полного исчерпания и в нем всего запаса содержавшегося в нем компонента, осуществляют те же операции, которые осуществлялись с первым боковым баком, и производят сброс второго бокового бака - вместе с размещенными на нем ракетными двигателями, - затем переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом из третьего бокового бака с этим компонентом и указанные операции повторяют до полного исчерпания всех запасов всех компонентов во всех баках ракеты-носителя (ее соответствующей ступени).A method of using a launch vehicle manufactured in accordance with the above with parallel and non-coaxial arrangement of tanks for various components of rocket fuel and making a tank for one (first) component of rocket fuel - for example, liquid hydrogen - central, performing storage for the second component of rocket fuel - for example, liquid oxygen - in the form of at least two separate tanks symmetrically located around the central tank and at the same time both liquid and solid rocket engines, characterized in that at the start of the launch vehicle include all liquid rocket engines - for example, the first stage - but the supply of all liquid rocket engines of the stage is carried out from a central tank containing one of the components, and from only one - predetermined - from all side tanks containing the second component, then, after the entire supply of the component contained in it is completely exhausted in the specified side tank, the fuel lines connecting liquid propellant rocket engines located on the indicated tank, with other tanks and LREs, discharge this tank together with liquid rocket engines placed on it, and switch the supply of all remaining rocket engines to the second component from the second side tank with this component, after complete exhaustion and in the entire stock of the component contained in it, carry out the same operations that were carried out with the first side tank, and reset the second side tank - together with the rocket engines placed on it lyami - then switched to supply all the remaining rocket engines second component from the third side of the tank with the component and the above operations are repeated until the complete exhaustion of reserves all components in all tanks launcher (its corresponding level).
Предлагаемое иллюстрируется чертежами на фигурах 1-8.The proposed is illustrated by drawings in figures 1-8.
На фиг. 1 приведен продольный разрез одного из вариантов конкретной конструкции предлагаемой ракеты-носителя.In FIG. 1 shows a longitudinal section of one of the options for a specific design of the proposed launch vehicle.
На фиг. 2 приведен поперечный разрез (вид А-А) варианта ракеты-носителя, изображенного на фиг. 1.In FIG. 2 is a cross-sectional view (view AA) of a variant of the launch vehicle of FIG. one.
На фиг. 3-8 приведены поперечные разрезы нескольких иных вариантов осуществления конструкции предлагаемой ракеты-носителя. Продольные разрезы (или виды сбоку) не приводятся из-за их очевидности, нулевой информативности и, поэтому, ненужности. На фиг. 3-8 все баки изображены не заправленными КРТ.In FIG. 3-8 are cross sections of several other embodiments of the design of the proposed launch vehicle. Longitudinal sections (or side views) are not given because of their obviousness, zero information content and, therefore, unnecessary. In FIG. 3-8, all tanks are depicted not filled with KRT.
На фиг. 1 и 2 приведены (соответственно) продольный и поперечный (вид А-А) разрезы варианта исполнения ракеты-носителя предлагаемой конструкции, характерной особенностью которой является параллельное расположение (в виде пакета баков-блоков, параллельных продольной оси ракеты-носителя) вдоль продольной оси двух баков 1 и 2 для одного из КРТ 3 (например - окислителя) и двух баков 4 и 5 для второго КРТ 6 (например - горючего). Силовая балка (или ферма) 7 расположена параллельно указанным бакам и выполняет в данном варианте реализации ракеты-носителя роль несущей силовой конструкции. Балка 7 предназначена для передачи усилий тяги от блока ЖРД 8 к полезной нагрузке 9 (при этом в качестве полезной нагрузки, в общем случае, может быть следующая ступень ракеты-носителя, а не непосредственно полезный груз). Баки-блоки 1, 2, 4 и 5 выполнены в данном варианте конструкции не несущими и, поэтому, могут быть изготовлены максимально облегченными по массе. В данном варианте нижние части всех баков соединены с блоком ЖРД 8, а их верхние части - с полезной нагрузкой 9.In FIG. Figures 1 and 2 show (respectively) longitudinal and transverse (view A-A) sections of an embodiment of a launch vehicle of the proposed design, a characteristic feature of which is a parallel arrangement (in the form of a package of tank blocks parallel to the longitudinal axis of the launch vehicle) along the longitudinal axis of two
Каждый бак-блок представляет собой только одну емкость только для одного из КРТ.Each tank block represents only one capacity for only one of the SRT.
Предлагаемая ракета-носитель с параллельным размещением вдоль ее продольной оси изолированных (отдельных), а также жестко связанных в единую конструкцию баков-блоков может быть реализована и в иных вариантах компоновки (взаимного расположения) баков.The proposed booster rocket with parallel placement along its longitudinal axis of isolated (separate) tanks, as well as rigidly connected into a single design tank tanks, can be implemented in other versions of the layout (mutual arrangement) of tanks.
Некоторые иные варианты (из множества возможных) представлены на фиг. 3-8.Some other options (out of many possible) are presented in FIG. 3-8.
Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена в виде (см. фиг. 3) несущего центрального бака 10 для одного из КРТ и прикрепленных к нему двух боковых баков 11 и 12 для второго КРТ. При этом баки 11 и 12 могут отличаться по длине от бака 10.The proposed launch vehicle can be implemented in the form (see Fig. 3) of the bearing
Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена также в виде (см. фиг. 4) одного несущего центрального бака 13 для одного из КРТ и прикрепленных к нему четырех боковых баков 14 для второго КРТ. При этом боковые баки могут отличаться по длине от бака 13.The proposed launch vehicle can also be implemented in the form (see Fig. 4) of one supporting
Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена также в виде (см. фиг. 5) соосно скомпонованных баков - с размещением бака для одного из КРТ внутри бака для второго КРТ, а именно: бак 15 размещен в этом варианте внутри бака 16. В данной конструкции стенки бака 15 выполняют роль внутренней стенки для внешнего бака 16, что позволяет уменьшить общую массу баков. При этом, при соосном расположении полезной нагрузки и указанных баков, несущим может быть выполнен только внутренний бак, что позволит также существенно уменьшить суммарную массу баков. Кроме того, при боковом (как, например, в комплексе «Энергия» - «Буран») размещении полезного груза и центральный бак может быть выполнен не несущим и существенно облегчен. Баки 15 и 16 также могут иметь разную длину.The proposed launch vehicle can also be implemented in the form of (see Fig. 5) coaxially arranged tanks - with the tank for one of the SRT inside the tank for the second SRT, namely:
Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена также в виде (см. фиг. 6) двух жестко связанных в единую конструкцию баков: бака 17 (для одного из КРТ) и бака 18 (для второго КРТ). В данном варианте баки 17 и 18 имеют общую плоскую внутреннюю стенку 19, что также позволят снизить суммарную массу баков. При этом несущим элементом может быть не только один из баков, но и только некоторая часть одного из баков или, например, часть разделительной стенки 19. Возможен также вариант с боковым расположением полезного груза - с прикреплением его к баку 17 - диаметрально противоположно относительно бака 18.The proposed launch vehicle can also be implemented in the form (see Fig. 6) of two tanks rigidly connected into a single design: tank 17 (for one of the SRT) and tank 18 (for the second SRT). In this embodiment, the
Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена также в виде (см. фиг. 7) жестко связанных в единую конструкцию баков: центрального цилиндрического бака 20 (для одного из КРТ) и боковых баков 21, 22, 23 и 24 (для второго КРТ). В данной конструкции соответствующие части стенок центрального цилиндрического бака 20 будут также выполнять роль внутренних стенок баков 21, 22, 23 и 24.The proposed launch vehicle can also be implemented in the form (see Fig. 7) of tanks rigidly connected into a single structure: a central cylindrical tank 20 (for one of the SRT) and
Предлагаемая ракета-носитель может быть осуществлена также в виде (см. фиг. 8) жестко связанных в единую конструкцию баков: нецилиндрического центрального бака (для одного из КРТ) 25 с плоскими стенками 26 и боковых баков 27, 28, 29 и 30 (для второго КРТ). В данной конструкции плоские стенки 26 бака 25 будут также выполнять роль внутренних стенок баков 27, 28, 29 и 30.The proposed launch vehicle can also be implemented in the form (see Fig. 8) of tanks rigidly connected into a single design: a non-cylindrical central tank (for one of the SRT) 25 with
Внешние стенки вариантов ракет-носителей с боковыми баками, представляющими единые (интегрированные) конструкции с центральными баками (см. фиг. 6, 7 и 8), могут быть, например, полуцилиндрическими или полуэллиптическими. Для определения наиболее рациональных (обеспечивающих минимальную суммарную массу баков) форм и внешних, и внутренних (общих) стенок боковых баков необходимо (в каждом конкретном случае) использовать методы вариационного исчисления.The outer walls of the carrier rocket variants with side tanks representing single (integrated) structures with central tanks (see Figs. 6, 7 and 8) can be, for example, semi-cylindrical or semi-elliptical. To determine the most rational (ensuring the minimum total mass of tanks) forms of both the external and internal (common) walls of the side tanks, it is necessary (in each case) to use the methods of calculus of variations.
Число баков в различных реализациях предлагаемой ракеты-носителя может быть различным.The number of tanks in various implementations of the proposed launch vehicle may be different.
Жидкостные ракетные двигатели (блоки ЖРД) могут размещаться как только под одним из баков, так и под только некоторыми из отдельных баков-блоков, а также и под каждым из баков-блоков.Liquid rocket engines (LRE blocks) can be placed both just under one of the tanks and under only some of the individual tank blocks, as well as under each of the tank blocks.
Предлагаемое техническое решение (его варианты) позволяет уменьшить суммарную массу баков-блоков каждой ступени (и, следовательно, увеличить реально реализуемые значения Кв) за счет следующих факторов:The proposed technical solution (its options) allows to reduce the total mass of tank blocks of each stage (and, therefore, increase the realizable values of K in ) due to the following factors:
1. Исключения переходных отсеков, связывающих в ракетах-носителях традиционных конструкций расположенные друг над другом (последовательно) баки с разными КРТ.1. Exceptions to transition compartments connecting traditionally mounted tanks (with different SRTs) located one above the other in launch vehicles of traditional designs.
2. Только один бак-блок (например - центральный) может быть выполнен в предлагаемых ракетах-носителях несущим.2. Only one tank block (for example, the central one) can be carried in the carrier rockets of the invention.
3. При выполнении несущим только одного бака-блока остальные баки-блоки, не выполняющие силовых несущих функций, будут иметь существенно меньшие массы.3. When the carrier carries out only one tank block, the remaining tank blocks that do not perform power bearing functions will have significantly lower masses.
4. Исключения необходимости в достаточно массивных трубопроводах, соединяющих в ракетах-носителях традиционных конструкций верхний бак с блоком ЖРД и проходящих сквозь весь нижний бак.4. Elimination of the need for sufficiently massive pipelines connecting the upper tank with the rocket engine block and passing through the entire lower tank in launch vehicles of traditional designs.
5. Ввиду меньших размеров несущего бака-блока (при оптимизации его геометрических характеристик) его масса также будет меньше.5. Due to the smaller dimensions of the carrier tank block (while optimizing its geometric characteristics), its mass will also be less.
6. При соосно-параллельном размещении баков для разных КРТ (когда бак для одного из КРТ расположен внутри бака со вторым КРТ) только внутренний бак может быть выполнен несущим, что также позволяет существенно уменьшить общую массу.6. When coaxially-parallel placement of tanks for different SRT (when the tank for one of the SRT is located inside the tank with the second SRT) only the inner tank can be made bearing, which also allows to significantly reduce the total mass.
7. При боковом (как у ракеты-носителя «Энергия») размещении блока полезной нагрузки все баки-блоки могут быть выполнены не несущими.7. With the lateral (as with the “Energia” launch vehicle) placement of the payload block, all tank blocks can be non-load-bearing.
8. При соосно-параллельном размещении баков для разных КРТ при использовании на ракете-носителе жидкого водорода и жидкого кислорода внутренний бак целесообразно выполнять жидководородным, а внешний - жидкокислородным, что позволяет осуществить своеобразную «каскадную» термоизоляцию для криогенного внутреннего жидководородного бака (реализовать совмещение функций в теплозащите), в качестве которой будут: а) термоизоляция для внешнего жидкокислородного бака, б) собственно сам жидкий кислород во внешнем баке и в) термоизоляция для внутреннего жидководородного бака. Указанное обстоятельство позволяет существенно уменьшить массу термоизоляции для криогенного внутреннего жидководородного бака.8. When coaxial-parallel placement of tanks for different MCTs when using liquid hydrogen and liquid oxygen on a booster rocket, it is advisable to carry out an internal tank with liquid hydrogen, and an external one with liquid oxygen, which allows for a kind of “cascade” thermal insulation for a cryogenic internal liquid hydrogen tank (to combine functions in thermal protection), which will be: a) thermal insulation for an external liquid-oxygen tank, b) liquid oxygen itself in the external tank, and c) thermal insulation for internal ennego liquid-hydrogen tank. This circumstance allows to significantly reduce the mass of thermal insulation for the cryogenic internal liquid-hydrogen tank.
9. При выполнении внутренних стенок внешних баков, параллельно расположенных относительно центрального бака, общими и для центрального бака, и для соответствующих внешних баков суммарная их масса будет существенно меньше, чем у прототипа.9. When performing the inner walls of the outer tanks parallel to the central tank, common to both the central tank and the corresponding external tanks, their total mass will be significantly less than that of the prototype.
10. Концентрическое (относительно внутреннего бака) расположение внешнего бака позволит уменьшить массу волногасящих элементов (если они необходимы) внутри внешнего бака.10. The concentric (relative to the inner tank) arrangement of the outer tank will reduce the mass of wave-damping elements (if necessary) inside the outer tank.
11. При рациональном размещении ЖРД (если их несколько) относительно баков-блоков будет достигнуто уменьшение общей массы топливных магистралей, соединяющих отдельные ЖРД с баками с КРТ. Это будет обусловлено тем, что каждый отдельный ЖРД будет соединен напрямую коротким патрубком с ближайшим отводом от днища соответствующего бака или с несколькими (в разных местах) отводами от днищ баков.11. With the rational placement of the LRE (if there are several) relative to the tank blocks, a reduction in the total mass of the fuel lines connecting separate LRE with tanks with SRT will be achieved. This will be due to the fact that each individual liquid propellant rocket engine will be connected directly by a short pipe to the nearest branch from the bottom of the corresponding tank or to several (in different places) branches from the bottoms of the tanks.
Указанные факторы, а также осуществление предложенного способа, позволяют достичь заявленной цели - существенного увеличения достигаемого при использовании заявленного технического решения коэффициента выведения Кв.These factors, as well as the implementation of the proposed method, can achieve the stated goal - a significant increase achieved when using the claimed technical solution of the coefficient of excretion of K in .
Функционирование (осуществление рабочего процесса, для выполнения которого и создаются все ракеты-носители) заявленного объекта (его всех вариантов реализации) происходит следующим образом (стандартным для любых видов и конструкций ракет-носителей): при старте с земли или при начале работы определенной (следующей) его ступени включают в работу все его ЖРД, которые снабжают КРТ из соответствующих баков-блоков, и осуществляют разгон (до полного исчерпания КРТ) ракеты-носителя и ее полезной нагрузки. Если ракета-носитель выполнена многоступенчатой, то ее разгон (рабочее функционирование) осуществляют путем последовательного функционирования всех ее ступеней.The functioning (the implementation of the workflow for which all launch vehicles are created) of the declared object (of all its implementation options) occurs as follows (standard for any types and designs of launch vehicles): when launched from the ground or when certain (next ) its stages include all of its rocket engines, which supply the SRT from the corresponding tank blocks, and accelerate (until the CRT is completely exhausted) the launch vehicle and its payload. If the launch vehicle is multi-stage, then its acceleration (operational functioning) is carried out by the sequential functioning of all its stages.
При размещении ЖРД на каждом баке-блоке (и, подобным же образом, на каждой ступени) предлагаемой ракеты-носителя осуществляют следующий способ ее рабочего функционирования.When placing the liquid propellant rocket engine on each tank block (and, similarly, on each stage) of the proposed launch vehicle, the following method of its operational functioning is carried out.
При старте ракеты-носителя включают в действие все жидкостные ракетные двигатели - например, первой ступени, - но при этом снабжение компонентами ракетного топлива всех жидкостных ракетных двигателей ступени осуществляют от центрального бака, содержащего один из компонентов, и только от одного - заданного - из всех боковых баков, содержащих второй компонент, затем, после полного исчерпания в указанном боковом баке всего запаса содержавшегося в нем компонента, осуществляют перекрытие топливных магистралей, соединяющих жидкостные ракетные двигатели, размещенные на указанном баке, с иными баками и ЖРД и производят сброс данного бака вместе с размещенными на нем жидкостными ракетными двигателями, и переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом от второго бокового бака с этим компонентом, после полного исчерпания и в нем всего запаса содержавшегося в нем компонента, осуществляют те же операции, которые осуществлялись с первым боковым баком, и производят сброс второго бокового бака - вместе с размещенными на нем ракетными двигателями, - затем переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом из третьего бокового бака с этим компонентом и указанные операции повторяют до полного исчерпания всех запасов всех компонентов во всех баках ракеты-носителя (ее соответствующей ступени).At the start of the launch vehicle, all liquid-propellant rocket engines — for example, of the first stage — are activated, but the rocket fuel components of all liquid-propellant stage engines are supplied from a central tank containing one of the components, and only one of the given ones from all side tanks containing the second component, then, after the exhaustion in the specified side tank of the entire supply of the component contained in it, the fuel lines connecting the liquid rockets are closed engines located on the indicated tank, with other tanks and LRE, and discharge this tank together with liquid rocket engines placed on it, and switch the supply of all remaining rocket engines to the second component from the second side tank with this component, after complete exhaustion and in it all the stock of the component contained in it, carry out the same operations that were carried out with the first side tank, and discharge the second side tank — together with the rocket engines placed on it — then reklyuchayut supply all remaining rocket engines second component from the third side of the tank with the component and the above operations are repeated until the complete exhaustion of reserves all components in all tanks launcher (its corresponding level).
Подобным же способом осуществляют рабочий процесс и при размещении всех ЖРД ступени в одном-единственном блоке, но с той лишь разницей, что в этом случае осуществляют последовательный сброс последовательно опустошаемых в полете отдельных баков-блоков, не содержащих ЖРД. Но, очевидно, что все потенциальные возможности предлагаемого в данном случае не будут реализованы.In a similar way, the workflow is also carried out when placing all LRE stages in a single unit, but with the only difference being that in this case, a sequential discharge of individual tank blocks devoid of LREs that are emptied in flight is carried out. But, obviously, all the potential opportunities offered in this case will not be realized.
В качестве конкретного примера осуществления предлагаемого (и собственно ракеты-носителя, и способа осуществления ее разгона на активном участке ее траектории), а также иллюстрации того, что при этом достигается существенное увеличение коэффициента выведения Кв (т.е. того, что заявленная цель достигается), ниже приведены данные и характеристики одноступенчатой ракеты-носителя с параллельным - относительно ее продольной оси - размещением баков с КРТ (в виде отдельных, конструктивно обособленных, блоков).As a specific example of the implementation of the proposed (and the launch vehicle itself, and of the method for accelerating it in the active section of its path), as well as illustrating that a significant increase in the coefficient of elimination K in is achieved (i.e., that the stated target achieved), the data and characteristics of a single-stage launch vehicle with parallel - relative to its longitudinal axis - placement of tanks with SRT (in the form of separate, structurally isolated blocks) are given below.
Параметры ракеты-носителя выбраны следующие:The parameters of the launch vehicle are selected as follows:
1. КРТ - жидкий водород и жидкий кислород.1. SRT - liquid hydrogen and liquid oxygen.
2. Массы КРТ - в точности такие же, как у центрального жидководородно-жидкокислородного блока Ц советской ракеты-носителя «Вулкан», а именно: масса жидкого водорода - 119 тонн; масса жидкого кислорода - 713 тонн.2. The masses of SRT are exactly the same as those of the central liquid-hydrogen-oxygen unit Ts of the Soviet Vulkan launch vehicle, namely: the mass of liquid hydrogen is 119 tons; the mass of liquid oxygen is 713 tons.
3. Жидкий водород размещен в центральном несущем баке, к верхней части которого прикреплен блок полезной нагрузки.3. Liquid hydrogen is placed in a central carrier tank, to the top of which a payload block is attached.
4. К жидководородному баку прикреплены 3 одинаковых бака с жидким кислородом - по 237, (6) тонн в каждом.4. Three identical tanks with liquid oxygen are attached to the liquid-hydrogen tank - 237, (6) tons each.
5. На каждом из 4-х баков размещены по 2 жидкостных ракетных двигателя (ЖРД) РД-0120, специально модернизированных для ракеты-носителя «Вулкан» и имеющих следующие характеристики: масса одного ЖРД - 3,5 тонны; тяга одного ЖРД у земли - 224 тонны; тяга одного ЖРД в вакууме - 230 тонн; импульс у земли - 443 с (4341,4 метров в секунду); импульс в вакууме - 460,5 с (4512,9 метров в секунду).5. On each of the 4 tanks, 2 RD-0120 liquid-propellant rocket engines (LREs) are placed, specially upgraded for the Vulkan launch vehicle and having the following characteristics: the mass of one LRE is 3.5 tons; thrust of one rocket engine near the ground - 224 tons; thrust of one rocket engine in vacuum - 230 tons; Earth momentum - 443 s (4341.4 meters per second); the pulse in vacuum is 460.5 s (4512.9 meters per second).
6. Топливные магистрали каждого ЖРД соединены с каждым баком с КРТ и имеют необходимые отсечные клапаны.6. The fuel lines of each rocket engine are connected to each tank with SRT and have the necessary shut-off valves.
7. Уровень конструкционного совершенства баков (КСБ) выбран таким же, как у блока Ц указанной ракеты-носителя, а именно - КСБ=МКБ/МКРТ=0,107813, где: МКБ - масса конструкции ее баков (89,7 тонн); МКРТ - общая масса КРТ (832 тонны).7. The level of structural perfection of the tanks (K SB ) is chosen to be the same as that of block C of the indicated launch vehicle, namely K SB = M KB / M KRT = 0.107813, where: M KB is the mass of the construction of its tanks (89 , 7 tons); M KRT - total mass of SRT (832 tons).
8. Масса жидководородного бака равна 15 тоннам (Кс*119 + запас по прочности).8. The mass of the liquid-hydrogen tank is 15 tons (K s * 119 + margin of safety).
9. Масса жидководородного бака плюс масса двух ЖРД - 22 тонны.9. The mass of the liquid-hydrogen tank plus the mass of two liquid propellant rocket engines is 22 tons.
10. Масса заправленного жидководородного бака плюс масса двух ЖРД - 141 тонна.10. The mass of the filled liquid-hydrogen tank plus the mass of two liquid propellant rocket engines is 141 tons.
11. Масса одного (каждого) жидкокислородного бака равна 25,6234 тоннам.11. The mass of one (each) liquid tank is equal to 25.6234 tons.
12. Масса жидкокислородного бака плюс масса двух ЖРД - 32,6234 тонны.12. The mass of the liquid-oxygen tank plus the mass of two rocket engines is 32.6234 tons.
13. Масса одного заправленного жидкокислородного бака плюс масса двух ЖРД - 270,29 тонн.13. The mass of one filled liquid-fuel tank plus the mass of two liquid propellant rocket engines is 270.29 tons.
14. Общая (с 8 ЖРД) всех баков (незаправленных) - 119,87 тонн.14. The total (with 8 LRE) of all tanks (empty) is 119.87 tons.
15. Общая масса полностью заправленной КРТ ступени - 951,87 тонн.15. The total mass of the fully charged SRT stage is 951.87 tons.
16. На активном участке полета осуществляют предложенный способ (на 1-м этапе разгона все ЖРД снабжаются жидким кислородом только от одного, заранее указанного в программе полета, внешнего жидкокислородного бака; после полного его опустошения все оставшиеся ЖРД (6 шт.) переключают на снабжение кислородом только из второго внешнего жидкокислородного бака, а первый бак отсоединяют (вместе с его ЖРД) от ракеты-носителя; после полного опустошения второго бака его сбрасывают (вместе с его ЖРД), а снабжение всех оставшихся ЖРД (4 шт.) осуществляют от третьего внешнего жидкокислородного бака; снабжение ЖРД жидким водородом на всех этапах осуществляют от единственного (центрального) жидководородного бака).16. At the active site of flight, the proposed method is carried out (at the 1st stage of acceleration, all LREs are supplied with liquid oxygen from only one external liquid-oxygen tank specified in the flight program before it is completely empty, all remaining LREs (6 pcs.) Are switched to supply oxygen only from the second external liquid-oxygen tank, and the first tank is disconnected (together with its LRE) from the launch vehicle; after the second tank is completely empty, it is dumped (together with its LRE), and the supply of all remaining LRE (4 pcs.) is carried out from the third external liquid-oxygen tank; the supply of liquid propellant liquid propellant rocket engine at all stages is carried out from a single (central) liquid-hydrogen tank).
Некоторые «неудобства» от несимметричности ракеты-носителя на 2-м и 3-м этапах разгона (активного участка траектории) легко компенсируется управляемыми по вектору тяги ЖРД РД-0120. Полеты с несимметричной компоновкой ракет-носителей осуществлялись на челноках «Спейс шатл» и комплексах «Энергия» - «Полюс» и «Энергия» - «Буран».Some “inconveniences” from the asymmetry of the launch vehicle at the 2nd and 3rd stages of acceleration (the active part of the trajectory) are easily compensated by the RD-0120 rocket engine controlled by the thrust vector. Flights with an asymmetric configuration of launch vehicles were carried out on the Space Shuttle shuttles and the Energy - Polyus and Energy - Buran complexes.
Все параметры по блоку Ц взяты из книги «Триумф и трагедия «Энергии»» (автор - главный конструктор ракеты-носителя «Энергия» Б.И. Губанов; том 3, глава «Перспективный ряд ракет-носителей», раздел, посвященный ракете «Вулкан»; страница не указывается, так как был использован электронно-цифровой вариант книги, свободно распространяемый в Сети), а по ЖРД РД-0120 - из статьи «О маршевом кислородно-водородном двигателе РД-0120» на www.buran.ru/htm/11-3.htm.All parameters for block C are taken from the book “Triumph and the tragedy of Energia” (author - chief designer of the Energia launch vehicle B. Gubanov;
Ракета-носитель с указанными выше параметрами при характеристической скорости (Vx), равной 8000 м/сек (рассчитываемой по известной формуле Циолковского), позволяет разгонять до указанной скорости полезную нагрузку массой в 102,839 тонн. При этом коэффициент выведения (Кв), равный отношению массы полезной нагрузки к общей стартовой массе ракеты-носителя, равен 0,0975046.A launch vehicle with the above parameters at a characteristic speed (V x ) of 8000 m / s (calculated according to the well-known Tsiolkovsky formula) allows you to accelerate a payload of 102.839 tons to the indicated speed. In this case, the withdrawal coefficient (K in ), equal to the ratio of the mass of the payload to the total starting mass of the launch vehicle, is equal to 0.0975046.
При комплексной оптимизации («ноу хау» - знаю как!) конструкции ракет-носителей, осуществленных в соответствии с предложенными в данной заявке техническими решениями, присущий им коэффициент выведения Кв может быть доведен (при VХ=8000 м/сек) до 0,12-0,14. Для рассмотренного выше конкретного варианта реализации предлагаемой ракеты-носителя - при ее оптимизации - масса полезного груза, разгоняемого до характеристической скорости (Vx), равной 8000 м/сек, может быть доведена до 140-150 тонн (при той же самой, равной 832 тоннам, массе КРТ).With comprehensive optimization (know-how — I know how!) Of the design of launch vehicles carried out in accordance with the technical solutions proposed in this application, their inherent coefficient of output K in can be brought up (at V X = 8000 m / s) to 0 12-0.14. For the above specific embodiment of the proposed launch vehicle, when optimized, the mass of a payload accelerated to a characteristic speed (V x ) of 8000 m / s can be brought up to 140-150 tons (with the same 832 tons, mass of SRT).
Для сравнения: Кв ракеты-носителя «Протон-М» равен 0,031, а ракет-носителей «Энергия» и «Вулкан» - 0,043.For comparison: K in the Proton-M launch vehicle is 0.031, and the Energy and Vulcan launch vehicles are 0.043.
При использовании в качестве ракеты-носителя только блока Ц от советской ракеты-носителя «Вулкан» (т.е. без 8 боковых блоков А), но дооснащенного еще дополнительно 4 ЖРД РД-0120 (иначе блок Ц просто не сможет оторваться от стартового стола), указанная выше характеристическая скорость будет достигнута при массе полезной нагрузки, равной всего 50,81 тоннам (Кв=0,0508705).When using only block C from the Soviet Vulkan launch vehicle (that is, without 8 side blocks A), but equipped with an additional 4 RD-0120 LPREs as a launch vehicle (otherwise, block C simply cannot break away from the launch pad ), the above characteristic speed will be achieved with a payload mass of only 50.81 tons (K in = 0.0508705).
При стартовой массе ракет-носителей, сконструированных в соответствии с предложенным, равной 2000-2500 тоннам, массы выводимых на низкие околоземные орбиты полезных грузов могут достигать 250-300 тонн. Для сравнения: ракета-носитель «Вулкан» (ее наиболее проработанный вариант) при ее стартовой массе в 4747 тонн обеспечивала бы выведение полезных грузов массой до 200 тонн (см. книгу «Триумф и трагедия «Энергии»», автор - ее главный конструктор Б.И. Губанов, том 3, глава «Перспективный ряд ракет-носителей», раздел, посвященный ракете «Вулкан»; страница не указывается, так как был использован электронно-цифровой вариант книги, свободно распространяемый в Сети) с Кв, равным по-прежнему примерно 0,043.With the starting mass of launch vehicles designed in accordance with the proposed equal to 2000–2500 tons, the masses of payloads that can be lowered into low Earth orbits can reach 250–300 tons. For comparison: the Vulkan launch vehicle (its most elaborated version), with its launch weight of 4747 tons, would ensure the removal of payloads weighing up to 200 tons (see the book “Triumph and the tragedy of Energia”, the author is its chief designer B . I. Gubanov,
Как следует из вышеизложенного, предложенные ракеты-носители позволяют выводить значительные по массе полезные грузы на низкие околоземные орбиты даже в их одноступенчатых вариантах реализации.As follows from the foregoing, the proposed launch vehicles allow us to bring payloads of significant mass to low Earth orbits, even in their single-stage implementations.
Техническая (промышленная) осуществимость (применимость) предложенного технического решения (его вариантов) обусловлена (доказывается) тем, что для его реализации могут быть использованы разработки и технологии, созданные (осуществленные, так сказать, «в металле», отработанные до высочайших значений надежности и доведенные до летных образцов) для ракет-носителей «Энергия» и «Вулкан» - в частности, жидкостные ракетные двигатели РД-0120. При использовании современных (созданных за 3 десятилетия, истекших со времени завершения разработки проектов «Энергия» и «Вулкан») материалов и технологий фактически реализуемое значение коэффициента выведения Кв может быть дополнительно существенно увеличено.The technical (industrial) feasibility (applicability) of the proposed technical solution (its options) is due (proved) by the fact that for its implementation, developments and technologies created (implemented, so to speak, “in the metal”, worked out to the highest reliability and reduced to flight models) for Energia and Vulkan launch vehicles - in particular, RD-0120 liquid-propellant rocket engines. When using modern materials (technologies created over 3 decades that have elapsed since the completion of the development of the Energy and Vulcan projects), the actually realized value of the coefficient of elimination K in can be additionally significantly increased.
Предложенное техническое решение позволяет существенно (в полтора-два раза) увеличить достигаемые при его использовании технические характеристики ракет-носителей: масс выводимых на нужные (заданные) траектории полезных грузов и коэффициента Кв.The proposed technical solution allows significantly (one and a half to two times) to increase the technical characteristics of launch vehicles achieved with its use: masses brought to the desired (given) trajectories of payloads and coefficient K in .
Предложенное техническое решение позволяет существенно (по самым грубым оценкам, примерно в 2 раза) уменьшить стоимость космических запусков и, следовательно, существенно снизить удельную стоимость выведения в космос одного килограмма полезного груза.The proposed technical solution allows significantly (by the most rough estimates, about 2 times) to reduce the cost of space launches and, therefore, significantly reduce the specific cost of putting one kilogram of payload into space.
Следует также отметить, что в варианте исполнения ракеты-носителя в виде одного несущего центрального бака для одного из КРТ (например, жидкого водорода) и прикрепленными к нему несколькими боковыми, не несущими баками-блоками для второго КРТ (например, жидкого кислорода), выполненными с возможностью их отделения в полете, будет обеспечиваться несколько большая безопасность на активных участках траектории: при нештатной ситуации все боковые баки-блоки могут быть сброшены, а блок полезной нагрузки - при необходимости - уведен в сторону и спасен стандартными средствами.It should also be noted that in the embodiment of the launch vehicle in the form of one carrier central tank for one of the SRT (for example, liquid hydrogen) and several side, non-carrying tank blocks for the second SRT (for example, liquid oxygen) attached to it, made with the possibility of their separation in flight, somewhat greater safety will be provided on the active sections of the trajectory: in case of an emergency, all side tank blocks can be reset, and the payload block - if necessary - can be moved to the side and sp asen by standard means.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014126456/11A RU2580345C2 (en) | 2014-06-30 | 2014-06-30 | Method of using carrier rocket on active section of trajectory thereof |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014126456/11A RU2580345C2 (en) | 2014-06-30 | 2014-06-30 | Method of using carrier rocket on active section of trajectory thereof |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2014126456A RU2014126456A (en) | 2016-01-27 |
| RU2580345C2 true RU2580345C2 (en) | 2016-04-10 |
Family
ID=55237135
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014126456/11A RU2580345C2 (en) | 2014-06-30 | 2014-06-30 | Method of using carrier rocket on active section of trajectory thereof |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2580345C2 (en) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4723736A (en) * | 1986-08-18 | 1988-02-09 | Todd Rider | Rocket staging system |
| RU2068378C1 (en) * | 1992-06-25 | 1996-10-27 | Александр Алексеевич Таранцев | Launch vehicle |
| RU112157U1 (en) * | 2011-06-21 | 2012-01-10 | Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева" | MULTI-STAGE MODULE TYPE CARRIER |
-
2014
- 2014-06-30 RU RU2014126456/11A patent/RU2580345C2/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4723736A (en) * | 1986-08-18 | 1988-02-09 | Todd Rider | Rocket staging system |
| RU2068378C1 (en) * | 1992-06-25 | 1996-10-27 | Александр Алексеевич Таранцев | Launch vehicle |
| RU112157U1 (en) * | 2011-06-21 | 2012-01-10 | Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева" | MULTI-STAGE MODULE TYPE CARRIER |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Шунейко И.И. Ракетостроение. Том 3. Москва. 1973. стр. 22-23. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2014126456A (en) | 2016-01-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Jens et al. | Hybrid rocket propulsion systems for outer planet exploration missions | |
| JP6285919B2 (en) | Spacecraft equipped with a deorbiting device with a detonation engine | |
| Faenza et al. | Getting ready for space: Nammo’s development of a 30 kN hybrid rocket based technology demonstrator | |
| Barr | The ACES stage concept: higher performance, new capabilities, at lower recurring cost | |
| RU2580345C2 (en) | Method of using carrier rocket on active section of trajectory thereof | |
| RU2532321C2 (en) | Light-class single-stage carrier rocket | |
| RU2561154C2 (en) | Method of carrying out acceleration of carrier-rockets | |
| Nagappa | Development of space launch vehicles in India | |
| EP3348822B1 (en) | Rocket propellant tank arrangement, rocket propulsion unit, and rocket | |
| Donahue et al. | Comparative analysis of current NASA human Mars mission architectures | |
| Leverone | Performance modelling and simulation of a 100km hybrid sounding rocket. | |
| Verberne et al. | Development and testing of hydrogen peroxide hybrid rocket motors at nammo raufoss | |
| RU150686U1 (en) | CARRIER ROCKET FOR LIGHT LOADS | |
| Suresh | History of Indian launchers | |
| Gaspar | A Tool for Preliminary Design of Rockets | |
| RU2693091C2 (en) | Multi-stage missile and method of separating used parts | |
| HUNTER et al. | A light gas gun system for launching building material into low earth orbit | |
| Eremichev et al. | Positive experience of studying modifications of the UR-100 missile | |
| Kanazaki et al. | Design optimization of launch vehicle concept using cluster hybrid rocket engine for future space transportation | |
| Meyer | Crewed Mars Mission Concepts | |
| RU2532289C2 (en) | Light-class single-stage carrier rocket | |
| Wright | An Analysis of North Korea’s Unha-2 Launch Vehicle | |
| Iranzo-Greus et al. | The european launcher option for exploration | |
| Fearn | Orbit-Raising, Past and Present-the X-Series of Spacecraft and Artemis | |
| Jun | TO THE 30TH ANNIVERSARY OF THE LAUNCH OF THE UNIVERSAL MISSILE TRANSPORT SYSTEM" ENERGIA" |