RU2661047C1 - Способ газификации остатков жидкого компонента топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации - Google Patents
Способ газификации остатков жидкого компонента топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2661047C1 RU2661047C1 RU2017116379A RU2017116379A RU2661047C1 RU 2661047 C1 RU2661047 C1 RU 2661047C1 RU 2017116379 A RU2017116379 A RU 2017116379A RU 2017116379 A RU2017116379 A RU 2017116379A RU 2661047 C1 RU2661047 C1 RU 2661047C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- fuel tank
- drainage system
- tgs
- agg
- Prior art date
Links
- 238000002309 gasification Methods 0.000 title claims abstract description 13
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 12
- 239000000446 fuel Substances 0.000 title claims abstract description 9
- 239000007788 liquid Substances 0.000 title claims abstract description 7
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 38
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims abstract description 30
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 23
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 16
- 239000007791 liquid phase Substances 0.000 claims abstract description 9
- 239000000126 substance Substances 0.000 claims abstract description 8
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 claims abstract description 4
- 239000007790 solid phase Substances 0.000 claims description 12
- 239000002893 slag Substances 0.000 claims description 9
- 238000009835 boiling Methods 0.000 claims description 3
- 239000012071 phase Substances 0.000 abstract description 14
- 238000004880 explosion Methods 0.000 abstract description 10
- 239000002826 coolant Substances 0.000 abstract description 8
- 239000007787 solid Substances 0.000 abstract description 3
- 230000007704 transition Effects 0.000 abstract description 2
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 21
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 21
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 20
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 6
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 5
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 5
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 5
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 5
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 3
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N nitrogen Substances N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 2
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 2
- 238000013022 venting Methods 0.000 description 2
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 239000003818 cinder Substances 0.000 description 1
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000007792 gaseous phase Substances 0.000 description 1
- 229940003953 helium / oxygen Drugs 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 230000000116 mitigating effect Effects 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
- 238000010587 phase diagram Methods 0.000 description 1
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 1
- 239000013049 sediment Substances 0.000 description 1
- 231100000331 toxic Toxicity 0.000 description 1
- 230000002588 toxic effect Effects 0.000 description 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 1
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к ракетно-космической технике. Способ газификации остатков жидкого компонента топлива (КТ) в баке отработавшей ступени ракеты-носителя (РН) основан на подаче горячих газов (теплоносителя) в топливный бак и сбросе продуктов газификации (ПГ) по достижении заданного давления в топливном баке. Дополнительно обеспечивается заданное термодинамическое состояние ПГ, исключающее переход криогенного КТ из состояния газовой фазы в жидкую и твердую при движении в дренажной системе при сбросе ПГ из топливного бака. Газы, подаваемые, в топливный бак, получают в автономном газогенераторе (АГГ), при этом твердотопливные газогенерирующие составы (ТГС) выбирают из условий химической нейтральности между продуктами сгорания ТГС и газифицируемым КТ. Устройство для реализации способа включает в свой состав топливный бак, АГГ для получения горячих газов (теплоносителя), магистрали ввода теплоносителя, дренажную систему и тепловой мост, который дополнительно вводят между АГГ и дренажной системой. Расположение АГГ выбирают в непосредственной близости от дренажной системы. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение взрывобезопасности отработавших ступеней РН и безаварийной работы топливного бака. 2 н.п. ф-лы, 3 табл., 3 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для обеспечения взрывобезопасности отработавших орбитальных ступеней ракет-носителей (РН) с остатками компонентов ракетного топлива (КРТ) в топливных баках.
Необходимость обеспечения взрывобезопасности отработавших орбитальных ступеней РН с маршевыми жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), как средство снижения космического мусора в околоземном космическом пространстве, рекомендована международными организациями, такими как Технический подкомитет ООН по мирному использованию космоса (Доклад секретариата. Меры, принимаемые космическими агентствами для снижения темпов образования космического мусора или его потенциальной опасности. Комитет по использованию космического пространства в мирных целях, 13.12.1996. [Электронный ресурс]: http://www.unoosa.org/pdf/reports/ac105/AC105_663R.pdf. - (Дата обращения: 22.08.2016) [1]), Межагентский координационный комитет по космическому мусору (Update of the IADC space debris mitigation guidelines. IADC-11-02. Beijing, May 2014 [2]).
Взрывобезопасность отработавших ступеней РН с маршевыми ЖРД предлагается обеспечивать вентилированием топливных баков, т.е. превращением в газовую фазу жидких остатков КРТ и их выброс через дренажные клапаны и дренажные магистрали, т.к. элементарное открытие дренажных клапанов не приводит к желаемому результату.
Известно техническое решение, основанное на газификации самовоспламеняющихся компонентов топлива в баках РН после выключения маршевого ЖРД, например, патент RU 2359876, МПК B64D 37/28. Способ очистки отделяющейся части ракеты от жидких токсичных остатков КРТ и устройство для его осуществления.
Прототипом предлагаемого способа является техническое решение по патенту RU 2522536 B64G 1/00, предусматривающее подачу горячих газов (теплоносителя) в топливный бак и сброс продуктов газификации (ПГ) по достижении заданного давления, например, в газовый ракетный двигатель.
Применение указанного технического решения для обеспечения взрывобезопасности отработавшей орбитальной ступени РН затруднено по следующим основным причинам:
- сброс ПГ необходимо осуществлять через дренажную систему, а не через газовый ракетный двигатель, путем сжигания, т.к. это требует существенной модернизации;
- при истечении ПГ из топливного бака в окружающее космическое пространство через дренажный клапан и дренажную магистраль вследствие резкого падения давления и температуры смесь паров КРТ и теплоносителя могут выпадать в конденсат с последующим замерзанием во внутренней полости дренажной магистрали. Периодические сбросы ПГ приведут к полной «закупорке» дренажной магистрали, что может привести к взрыву топливного бака из-за повышения давления внутри бака до величины, превышающей критическое давление, при котором происходит его разрушение; в настоящее время на орбитах в околоземном космическом пространстве по данным отдела NASA по слежению за искусственными космическими объектами количество взорвавшихся отработанных ступеней с маршевыми ЖРД достигло свыше 200 шт.;
- теплота, остающаяся в автономном газогенераторе, не утилизируется; к примеру, использование твердотопливных газогенерирующих составов, оставляет в шлаке до 60% теплоты от фактической, реализуемой при полном сгорании газогенерирующего состава.
Целью предлагаемого технического решения является повышение взрывобезопасности топливного бака орбитальной ступени РН после выключения маршевого ЖРД за счет газификации остатков КРТ, исключающей переход КРТ из состояния газовой фазы в жидкую и твердую фазу при движении в дренажной системе при сбросе ПГ из топливного бака.
Указанный технический результат достигается за счет того, что твердотопливные газогенерирующие составы (ТГС) выбирают из условий химической нейтральности между продуктами сгорания ТГС и газифицируемым компонентом топлива, а состав продуктов сгорания ТГС не содержит веществ, превращающихся в твердую или жидкую фазу, при температуре кипения компонента топлива, а твердая фаза продуктов сгорания ТГС содержит минимальное количество остаточного тепла и массы шлака и остается в автономном газогенераторе (АГГ).
Реализация предлагаемого технического решения поясняется фиг. 1-3, где:
на фиг. 1 приведена дренажная система, состоящая из дренажного клапана (ДК) и дренажной магистрали (ДМ);
на фиг. 2 приведено изменение фазового состояния ПГ при их сбросе из бака в координатах давления р и температуры Т;
на фиг. 3 приведен элемент топливного бака с дренажной системой, состоящей из дренажного клапана и дренажной магистрали, теплового моста, соединяющего автономный газогенератор и дренажную систему.
Выбор газогенерирующих составов
К ТГС предъявляются следующие требования:
- продукты сгорания ТГС не должны вступать в химические реакции с газифицируемым КРТ (Шишков А.А., Румянцев Б.В. Газогенераторы ракетных систем. М.: Машиностроение. - 1981. - 152 С. [3]);
- продукты сгорания ТГС не должен иметь в своем составе веществ, превращающихся в твердую или жидкую фазу, при температуре кипения КРТ, например, кислорода (90-120 K, в зависимости от давления в баке);
- в результате сгорания ТГС твердая фаза продуктов сгорания (шлаки) в газогенераторе должна содержать минимальное количество остаточной теплоты и массы шлака, и оставаться в автономном газогенераторе (АГГ);
- скорость горения ТГС на установившемся режиме выбирается из условия сохранения фиксированного давления в топливном баке, определяемом его прочностью, при открытой дренажной системе.
В табл. 1 приведены результаты расчетов температуры и состава продуктов сгорания для различных вариантов ТГС. В качестве газифицируемого КРТ для примера взят жидкий кислород. Расчеты проводились с использованием программного комплекса Терра (Trusov В. G. // The XIV Int. Symp. on Chemical Thermodynamics, St. Petersburg, Russia, 2-5 July 2002 [4]).
Как следует из приведенных результатов (табл. 1) для рассматриваемых ТГС с №1-4 состав продуктов сгорания следующий: газовая фаза - азот 32-43%, твердая фаза - шлак 57-68%; для №5-8 состав продуктов сгорания: газовая фаза - кислород 28-42%, твердая фаза - шлак 58-78%.
В табл. 2 приведены общие термодинамические характеристики при сжигании рассмотренных ТГС.
В последнем столбце показаны оценки остаточной теплоты в твердой фазе ТГС, из которых следует, что наибольшие потери соответствуют варианту №8, именно в его продуктах сгорания наибольшая доля тепла, оставшаяся в твердом шлаке после сгорания ТГС.
Количество теплоты, подводимое к дренажной системе, позволяет поднять ее температуру до величины, обеспечивающей исключение выпадение жидкой фазы из ПГ, ее замерзание на внутренней поверхности дренажной системы (дренажный клапан + дренажная магистраль), что:
- повышает вероятность незамерзания дренажной магистрали;
- снижает затраты на потребное количество ТГС для обеспечения пребывания текущего фазового состояния ПГ в зоне требуемого фазового состояния, т.е. газа.
В табл. 3 приведены результаты расчетов (расчеты проводились с использованием программного комплекса Терра, [5]) передачи остаточной теплоты от твердой фазы ТГС, находящейся в АГГ, к дренажной магистрали через тепловой мост (потери тепла не учитывались). В расчетах использовались среднестатистические данные дренажной системы: масса дренажной системы - 2 кг, материал - сплав АМг6. Для расчета теплового моста выбран материал - АМг6, геометрические размеры взяты по сортаменту Профиль ГОСТ 8617-81.
Как следует из результатов, приведенных в табл. 3, использование теплового моста приводит к повышению температуры системы «тепловой мост-дренажная система» на значительные величины от 85 до 206 градусов, что приведет к испарению выпавшего твердого осадка КРТ и, соответственно, открытию проходного сечения дренажной магистрали.
Для примера реализуемости предлагаемого способа взяты параметры топливного бака окислителя (жидкий кислород) второй ступени РН "Зенит". Рассматриваемый топливный бак был выбран исключительно из-за большого количества имеющейся информации в открытых источниках о его взрывах на орбите [1] в результате замерзания дренажной магистрали конденсированными парами жидкого кислорода.
Оценка фазового состояния паров кислорода проводилась при следующих начальных условиях: давление - 2,5 атм; температура газовой фазы - 90 К; объемная доля гелия / кислорода - 0,8 / 0,2.
На начало процесса сброса продуктов газификации из бака отработавшей ступени РН рассматривается термодинамическая система, соответствующая 2 состояниям:
- для исходного, когда происходит тепло- и массообмен в топливном баке, вызванный тепловым нагружением конструкции топливного бака отработанной ступени РН излучением от Солнца и Земли при орбитальном движении. Повышение внутреннего давления в баке обусловлено ростом температуры парогазовой смеси (пары жидкого кислорода + газ наддува гелий) и интенсивностью испарения жидкого кислорода.
На фиг. 2 кривая 1 показывает линию равновесия в координатах давление р - температура Т между жидкой и газообразной фазой кислорода, кривая 2 показывает линию равновесия в координатах давление р - температура Т между твердой и жидкой фазами кислорода.
Как следует из результатов, приведенных на фиг. 2, при давлениях и температурах, соответствующих выше кривой 1, пары кислорода, находящиеся в продуктах газификации, при дренаже будут конденсироваться, а при давлении и температуре, находящихся левее кривой 2, пары кислорода будут кристаллизоваться и, соответственно, возникает возможность замерзания дренажной системы с последующим взрывом топливного бака.
Кривая 3 показывает изменение парциального давления кислорода в результате теплового нагружения топливного бака излучением от Солнца и Земли при орбитальном движении, повышение парциального давления кислорода в баке обусловлено ростом температуры парогазовой смеси (паров кислорода + газ наддува гелия).
После выключения маршевого ЖРД запускается АГГ с ТГС, в результате сгорания ТГС в топливный бак подается азот со средней температурой 1500 K. Рост внутреннего давления происходит в результате смешивания смеси паров кислорода и гелия с продуктами сгорания ТГС и испарения жидкого кислорода. На фиг. 2 кривая 4 показывает изменение парциального давления кислорода в результате подачи продуктов сгорания ТГС в топливный бак, по мере прогрева (увеличения температуры) парогазовой смеси происходит рост парциального давления кислорода.
Процесс сброса продуктов газификации из бака кислорода (испарившийся кислород + остатки газа наддува гелия + продукты сгорания ТГС) представлен 2 состояниями:
- при сбросе паров кислорода + газ наддува гелия (парогазовой смеси), фазовое состояние паров кислорода таково, что оно соответствует появлению жидкой фазы. На фазовой диаграмме кислорода (фиг. 2, кривая 5) это соответствует положению точек, соответственно, начальное положение сброса газа - G2 и конечное положение - L1, при изменении величин температуры и парциального давления выше значений описанных кривой 1 на фиг. 2 происходит изменение фазового состояния кислорода;
- для случая сброса продуктов газификации, видно, что фазовое состояние паров кислорода соответствует газовой фазе (фиг. 2, кривая 6), соответственно, начально сброса - точка G3 и конец сброса - точка G4.
Из приведенных на фиг. 2 результатов следует, что существует принципиальная возможность подбора ТГС, которые при сжигании и подачи в бак позволяют обеспечить сброс паров кислорода без замерзания дренажной магистрали.
Устройство для реализации способа
В качестве прототипа рассматривается устройство по патенту РФ №2522536 B64G 1/00, включающее в свой состав топливные баки окислителя и горючего, систему наддува баков, систему газификации, магистрали подачи теплоносителя, систему сброса продуктов газификации.
К недостаткам этого устройства относится возможность замерзания дренажной системы при сбросе газифицированных продуктов и, соответственно, взрыв топливного бака.
Целью предлагаемого технического устройства является обеспечение безаварийной работы дренажной системы (вентилирования) топливного бака, которая достигается тем, что в известное устройство, включающее в свой состав топливный бак, АГГ для получения горячих газов (теплоносителя), магистрали ввода теплоносителя, дренажную систему - дополнительно вводят тепловой мост между АГГ и дренажной системой, а расположение АГГ выбирают в непосредственной близости от дренажной системы.
Для реализации заявляемого способа предложено устройство, состоящее из топливного бака 1, АГГ 2 для получения горячих газов (теплоносителя), магистрали ввода теплоносителя 3, дренажную систему 4 в которое дополнительно вводят тепловой мост 5 между АГГ 2 и дренажной системой, а расположение АГГ 2 относительно дренажной системы выбирают из условия минимального расстояния между ними (Фиг. 3).
Работа теплового моста осуществляется следующим образом: теплота выделяющаяся в процессе горения ТГС в АГГ, а также остающийся огарок (шлак) нагревают корпус АГГ 2 до высокой температуры (1000 K и выше) и передается за счет теплопроводности материала теплового моста 5 к дренажной системе 4. По предварительным оценкам (таблица 3) это позволяет повысить температуру корпуса дренажной системы на AT от 85 до 206 градусов.
Claims (2)
1. Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого компонента топлива в баке ракеты-носителя после выключения маршевого жидкостного ракетного двигателя, основанный на подаче в топливный бак горячих газов, получаемых в автономном газогенераторе (АГГ), отличающийся тем, что твердотопливные газогенерирующие составы (ТГС) выбирают из условий химической нейтральности между продуктами сгорания ТГС и газифицируемым компонентом топлива, а состав продуктов сгорания ТГС не содержит веществ, превращающихся в твердую или жидкую фазу при температуре кипения компонента топлива, а твердая фаза продуктов сгорания ТГС содержит минимальное количество остаточного тепла и массы шлака и остается в АГГ.
2. Устройство для реализации способа по п. 1, включающее в свой состав топливный бак, АГГ для сжигания ТГС, магистрали ввода горячего газа, дренажную систему, отличающееся тем, что дренажная система и АГГ соединены тепловым мостом, а расположение АГГ относительно дренажной системы выбирают из условия минимального расстояния.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017116379A RU2661047C1 (ru) | 2017-05-10 | 2017-05-10 | Способ газификации остатков жидкого компонента топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017116379A RU2661047C1 (ru) | 2017-05-10 | 2017-05-10 | Способ газификации остатков жидкого компонента топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2661047C1 true RU2661047C1 (ru) | 2018-07-11 |
Family
ID=62916864
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017116379A RU2661047C1 (ru) | 2017-05-10 | 2017-05-10 | Способ газификации остатков жидкого компонента топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2661047C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2813710C1 (ru) * | 2023-08-25 | 2024-02-15 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ сброса жидких остатков топлива из бака отделившейся части ступени ракеты-носителя в окружающую среду и устройство для его реализации |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5251852A (en) * | 1991-09-06 | 1993-10-12 | General Electric Company | Thermal fuel transfer and tank isolation to reduce unusable fuel |
| RU2028468C1 (ru) * | 1991-06-19 | 1995-02-09 | Омский политехнический институт | Способ нейтрализации токсичных компонентов ракетного топлива на основе азотной кислоты и несимметричного диметилгидразина в отделяющейся части ракеты |
| RU2522536C1 (ru) * | 2012-12-07 | 2014-07-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ газификации жидкого ракетного топлива в баке ракеты и устройство для его реализации |
| EP2937552A1 (en) * | 2013-02-19 | 2015-10-28 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Rocket engine, rocket, and method for starting rocket engine |
-
2017
- 2017-05-10 RU RU2017116379A patent/RU2661047C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2028468C1 (ru) * | 1991-06-19 | 1995-02-09 | Омский политехнический институт | Способ нейтрализации токсичных компонентов ракетного топлива на основе азотной кислоты и несимметричного диметилгидразина в отделяющейся части ракеты |
| US5251852A (en) * | 1991-09-06 | 1993-10-12 | General Electric Company | Thermal fuel transfer and tank isolation to reduce unusable fuel |
| RU2522536C1 (ru) * | 2012-12-07 | 2014-07-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ газификации жидкого ракетного топлива в баке ракеты и устройство для его реализации |
| EP2937552A1 (en) * | 2013-02-19 | 2015-10-28 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Rocket engine, rocket, and method for starting rocket engine |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2813710C1 (ru) * | 2023-08-25 | 2024-02-15 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ сброса жидких остатков топлива из бака отделившейся части ступени ракеты-носителя в окружающую среду и устройство для его реализации |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Wernimont et al. | Past and present uses of rocket grade hydrogen peroxide | |
| JPS60192882A (ja) | Ｈ↓２ｏを利用して多段階プラズマにより機械的エネルギ−を取り出す方法 | |
| Ventura et al. | A brief history of concentrated hydrogen peroxide uses | |
| EP3004031A1 (en) | Dual mode chemical rocket engine, and dual mode propulsion system comprising the rocket engine | |
| Friedhoff et al. | On-orbit operation and performance of ammonium dinitramide (ADN) based high performance green propulsion (HPGP) systems | |
| Szabo et al. | Magnesium bipropellant rockets for martian ascent vehicles | |
| Whitmore et al. | Development and testing of a green monopropellant ignition system | |
| RU2661047C1 (ru) | Способ газификации остатков жидкого компонента топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации | |
| Yang et al. | Thermodynamic cycle analysis of ramjet engines using magnesium-based fuel | |
| Trushlyakov et al. | Possibility of using gas-generating compositions for increasing the rocket propulsion efficiency | |
| RU2654235C1 (ru) | Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации | |
| Sabadosh et al. | Increasingly safe, high-energy propulsion system for nano-satellites | |
| EP2761159B1 (en) | Propulsion system | |
| Trushlyakov et al. | Development of solid gas generating compositions to ensure non explosiveness of spent orbital stages of liquid rocket of space launch vehicles | |
| US20160237951A1 (en) | Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber | |
| Jonker et al. | Development of a rocket engine igniter using the catalytic decomposition of hydrogen peroxide | |
| Trushlyakov et al. | The issue of ensuring the safe explosion of the spent orbital stages of a launch vehicle with propulsion rocket engine | |
| Smith et al. | A Miniaturized Hydrogen Peroxide/ABS Based Hybrid Propulsion Systems for CubeSats | |
| Senthilkumar et al. | Design and analysis of Thrust Chamber of a cryogenic Rocket Engine | |
| RU2709291C1 (ru) | Способ газификации невырабатываемых остатков жидкого кислорода и керосина в баках ступени ракеты-носителя и устройство для его реализации | |
| Whitmore et al. | Hydrocarbon-Seeded Ignition System for Small Spacecraft Thrusters Using Ionic Liquid Propellants | |
| RU2690304C1 (ru) | Способ проведения лётно-конструкторских испытаний бортовой системы испарения остатков жидкого топлива в баке отработавшей ступени ракеты-носителя | |
| Thibaudeau et al. | Development of a KMNO 4 Catalyst-Infused Fuel Grain for H2O2 Hybrid Thruster Ignition Enhancement | |
| Paravan et al. | Space Debris Mitigation and Remediation: Perspectives of Affordable Hybrid Propulsion Implementations | |
| Wilson | Catalytic decomposition of nitrous oxide monopropellant for hybrid motor ignition |