RU2672683C1 - Method of minimising zones of exclusion of carrier rocket separated parts - Google Patents
Method of minimising zones of exclusion of carrier rocket separated parts Download PDFInfo
- Publication number
- RU2672683C1 RU2672683C1 RU2017141320A RU2017141320A RU2672683C1 RU 2672683 C1 RU2672683 C1 RU 2672683C1 RU 2017141320 A RU2017141320 A RU 2017141320A RU 2017141320 A RU2017141320 A RU 2017141320A RU 2672683 C1 RU2672683 C1 RU 2672683C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- combustion
- amount
- burning
- destruction
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 13
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 title claims abstract description 11
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 24
- 230000006378 damage Effects 0.000 claims abstract description 15
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 13
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims abstract description 7
- 239000012634 fragment Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 6
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 6
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims abstract description 5
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 claims abstract description 5
- 238000010276 construction Methods 0.000 claims description 5
- 239000004676 acrylonitrile butadiene styrene Substances 0.000 claims description 4
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 4
- XECAHXYUAAWDEL-UHFFFAOYSA-N acrylonitrile butadiene styrene Chemical compound C=CC=C.C=CC#N.C=CC1=CC=CC=C1 XECAHXYUAAWDEL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 229920000122 acrylonitrile butadiene styrene Polymers 0.000 claims description 3
- 239000000945 filler Substances 0.000 abstract description 7
- 230000007423 decrease Effects 0.000 abstract description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 3
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 5
- 241000264877 Hippospongia communis Species 0.000 description 4
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 3
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 3
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 3
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 241000769223 Thenea Species 0.000 description 1
- 238000012512 characterization method Methods 0.000 description 1
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- TVMXDCGIABBOFY-UHFFFAOYSA-N octane Chemical compound CCCCCCCC TVMXDCGIABBOFY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
- 239000005022 packaging material Substances 0.000 description 1
- 238000004321 preservation Methods 0.000 description 1
- 239000010409 thin film Substances 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Reinforced Plastic Materials (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для сокращения районов падения отделяющихся частей (ОЧ) ступеней ракет-носителей (РН). К ОЧ ступеней РН относятся: отработавшие ступени (ОС), переходные отсеки (ПО), створки головных обтекателей (СГО).The invention relates to rocket and space technology and can be used to reduce the areas of incidence of the separating parts (OCH) of the stages of launch vehicles. The PH stages of the PH include: spent stages (OS), transition compartments (PO), head fairing flaps (SHO).
Одной из основных проблем, связанных со снижением техногенного воздействия пусков РН на окружающую среду, является наличие ОЧ, что приводит к необходимости выделять значительные площади зон отчуждения на территориях и акваториях поверхности Земли для районов падения ОЧ.One of the main problems associated with the reduction of the technogenic impact of LV launches on the environment is the presence of PF, which leads to the need to allocate significant areas of exclusion zones in the territories and water areas of the Earth's surface for areas of PF incidence.
Известен «Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя» (патент РФ №2464526, МПК F42B 15/36, 2012 г.), по которому на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на Землю и по результатам расчетов определяют необходимую зону отчуждения, в конструкции ОЧ выделяют элементы, различающиеся по степени их разрушения в плотных слоях атмосферы после отделения от РН, для этих отдельно летящих элементов ОЧ рассчитывают зоны необходимого отчуждения, и после отделения ОЧ от РН в процессе автономного полета этих частей на участке траектории до момента вхождения в плотные слои атмосферы формируют сигнал на средства членения и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ для их физического разделения на выделенные элементы.The well-known "Method of minimizing exclusion zones for the detachable parts of a multi-stage launch vehicle" (RF patent No. 2464526, IPC F42B 15/36, 2012), according to which, at the stage of preflight preparation of the LV, the parameters of the movement of the IF are calculated until they fall to Earth and according to the calculation results, the necessary exclusion zone is determined, elements that differ in the degree of their destruction in the dense layers of the atmosphere after separation from the LV are distinguished in the design of the HF, zones of the necessary exclusion are calculated for these separately flying HF elements, and after HF from the LV during the autonomous flight of these parts on the trajectory until they enter the dense layers of the atmosphere generate a signal on the means of division and influence the design of the HF for their physical separation into selected elements.
К основным недостаткам этого способа относится тот факт, что в нем не предусматривается установка дополнительных источников теплоты в элементы конструкции для повышения температуры конструкции до температуры горения, приводящему к сгоранию всех выделенных элементов конструкции.The main disadvantages of this method include the fact that it does not provide for the installation of additional sources of heat in the structural elements to increase the temperature of the structure to a combustion temperature, leading to the combustion of all selected structural elements.
Прототипом предлагаемого технического решения является "Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракеты-носителя" (патент РФ №2585395 F42B 15/00, B64G 1/62 от 18.12.14 г.) по которому на этапе предполетной подготовки РН выделяют элементы ОЧ, различающиеся по степени их разрушения в плотных слоях атмосферы после отделения от РН, производят расчет параметров движения ОЧ РН до момента падения их на Землю, рассчитывают количество теплоты, получаемой ОЧ за счет аэродинамического нагрева при движении на атмосферном участке траектории спуска до заданной высоты, на которой должно закончиться ее сгорание, и необходимое дополнительное количество теплоты для обеспечения полного сгорания ОЧ в атмосфере до достижения заданной высоты полета, определяют необходимое количество энергетического материала (ЭМ) для обеспечения рассчитанного повышения температуры ОЧ, размещают его в конструкции ОЧ и после отделения ОЧ от РН в процессе автономного полета ОЧ на участке траектории до момента вхождения в плотные слои атмосферы формируют сигнал на его возгорание по достижении заданной температуры.The prototype of the proposed technical solution is the "Method of minimizing the exclusion zones of the separated parts of the launch vehicle" (RF patent No. 2585395 F42B 15/00, B64G 1/62 of 12/18/14), according to which at the stage of pre-flight preparation of the launch vehicle, elements of the IF are distinguished that differ in the degree of their destruction in the dense layers of the atmosphere after separation from the launch vehicle, calculate the parameters of the movement of the VF of the VF until they fall to Earth, calculate the amount of heat received by the VF due to aerodynamic heating during movement in the atmospheric section of the descent trajectory to the rear the height at which its combustion should end, and the necessary additional amount of heat to ensure complete combustion of the HF in the atmosphere before reaching the specified altitude, determine the required amount of energy material (EM) to provide the calculated increase in the temperature of the HF, place it in the HF design and after Separation of OCh from the LV during the autonomous flight of the OCh on the trajectory until the moment it enters the dense layers of the atmosphere forms a signal for its ignition upon reaching the set temperature s.
К недостаткам этого технического решения следует отнести:The disadvantages of this technical solution include:
а) ЭМ размещают внутри заполнителя, типа «соты», изготовленных из алюминия, зажигание которого требует значительных затрат, вместо использования ЭМ, который также может нести функции аналогичные алюминиевому сотовому заполнителю, но при этом, при горении сам выделяет значительное количество теплоты;a) EMs are placed inside a filler, such as “honeycombs” made of aluminum, the ignition of which requires significant costs, instead of using EMs, which can also carry out functions similar to aluminum honeycomb, but at the same time, when burning, it emits a significant amount of heat;
б) расчет необходимого количества теплоты и, соответственно, массы ЭМ, осуществляется из условия прогрева всей массы ОЧ до температуры горения, вместо того, чтобы рассчитывать массу ЭМ прежде всего из условия обеспечения прочности конструкции с последующим увеличением массы ЭМ в случае недостатка теплоты для прогрева всей массы ОЧ до температуры горения;b) the calculation of the required amount of heat and, accordingly, the mass of EM, is carried out from the condition of heating the entire mass of HF to the combustion temperature, instead of calculating the mass of EM first of all from the condition of ensuring structural strength, followed by an increase in the mass of EM in case of insufficient heat to warm the whole OCh masses to the combustion temperature;
в) не определено количество точек зажигания ЭМ в конструкции ОЧ, которые поджигают одновременно;c) the number of EM ignition points in the design of the OF is not determined, which are ignited simultaneously;
г) инициирование зажигания ЭМ осуществляют по достижении заданной температуры, а не по достижению заданных параметров движения ОЧ на атмосферном участке траектории спуска, учитывающих длительность интервала времени процесса сжигания ЭМ и конструкции ОЧ, возможность разрушения конструкции ОЧ на крупные фрагменты, что ухудшит условия сжигания.d) initiation of EM ignition is carried out upon reaching a predetermined temperature, and not upon reaching the specified parameters of the VF movement in the atmospheric section of the descent trajectory, taking into account the duration of the time interval of the EM burning process and the VF design, the possibility of destruction of the VF structure into large fragments, which will worsen the combustion conditions.
Техническим результатом предлагаемого технического решения является существенное снижение площадей зон отчуждения ОЧ за счет полного сгорания ОЧ на атмосферном участке траектории спуска.The technical result of the proposed technical solution is a significant reduction in the area of the exclusion zones of the PF due to the complete combustion of the PF in the atmospheric section of the descent trajectory.
Указанный технический результат достигается за счет того, что в известном способе, заключающимся в том, что на этапе предполетной подготовки РН выделяют элементы ОЧ, различающиеся по степени их разрушения в плотных слоях атмосферы после отделения от РН, производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на поверхность зоны отчуждения, рассчитывают количество теплоты, получаемой ОЧ за счет аэродинамического нагрева при движении на атмосферном участке траектории спуска до заданной высоты, на которой должно закончиться ее сгорание, и необходимое дополнительное количество теплоты для обеспечения полного сгорания ОЧ в атмосфере, определение необходимого количества ЭМ для обеспечения получения заданного количества теплоты, размещении его в конструкции ОЧ дополнительно вводят следующие действия:The specified technical result is achieved due to the fact that in the known method, namely, that at the stage of pre-flight preparation of the LV, elements of the NF are distinguished, which differ in the degree of their destruction in the dense layers of the atmosphere after separation from the LV, the parameters of the movement of the NF are calculated until they fall on the surface of the exclusion zone, calculate the amount of heat received by the OCh due to aerodynamic heating when moving in the atmospheric section of the descent trajectory to a predetermined height at which it must end Contents and the required additional heat to ensure complete combustion in the atmosphere octane, determining the required number of EM for obtaining a predetermined amount of heat, placing it in antiknock structure is further added the following steps:
а) в качестве материала заполнителя выбирают ЭМ, способный к горению в отсутствии дополнительного окислителя и обладающий соответствующими характеристиками для обеспечения требований условий эксплуатации в составе ОЧ на всех участках функционирования ОЧ;a) EM is selected as the filler material, capable of burning in the absence of an additional oxidizing agent and having the appropriate characteristics to meet the requirements of operating conditions as part of the HF in all areas of the functioning of the HF;
б) количество и положение точек зажигания ЭМ в конструкции ОЧ определяют из условия сжигания ОЧ на заданном интервале времени;b) the number and position of the ignition points of the EM in the design of the HF is determined from the condition of burning the HF at a given time interval;
в) инициирование воспламенения ЭМ осуществляют по достижении заданных параметров движения ОЧ на атмосферном участке траектории спуска, с учетом длительности интервала времени процесса сжигания ЭМ и конструкции ОЧ, до возможного разрушения конструкции ОЧ на крупные фрагменты;c) the initiation of EM ignition is carried out after reaching the specified parameters of the movement of the PF in the atmospheric section of the descent trajectory, taking into account the duration of the time interval of the process of burning the PF and the design of the PF, until possible destruction of the PF structure into large fragments;
г) в качестве ЭМ используют, например, смесь акрилонитрил-бутадиен-стирол - 20%, Al - 13.8%, MoO3 - 37.0%, KClO4 - 29.2%.d) as EM use, for example, a mixture of acrylonitrile-butadiene-styrene - 20%, Al - 13.8%, MoO 3 - 37.0%, KClO 4 - 29.2%.
Реализация предлагаемого технического решенияImplementation of the proposed technical solution
В качестве возможного материала заполнителя выбирают ЭМ, способный к горению в отсутствии дополнительного окислителя, например, смесь акрило-нитрил-бутадиен-стирол - 20%, Al - 13.8%, MoO3 - 37.0%, KClO4 - 29.2%; которая рекомендована в [1] Billy Clark, Zhenhuan Zhang, Gordon Christopher, and Michelle L. Pantoya «3D processing and characterization of acrylonitrile butadiene styrene (ABS) energetic thin films»/ J Mater Sci (2017) 52:993-1004 DOI: 10.1007/s10853-016-0395-5, который одновременно может использоваться и как заполнитель с различным конструктивным исполнением, например, в виде сот, стержневых конструкций, гофр и т.д. Теплота сгорания этого ЭМ составляет q ~ 5500 кДж/кг.As a possible filler material, EM is selected that is capable of burning in the absence of an additional oxidizing agent, for example, a mixture of acrylonitrile-butadiene-styrene - 20%, Al - 13.8%, MoO 3 - 37.0%, KClO 4 - 29.2%; which is recommended in [1] by Billy Clark, Zhenhuan Zhang, Gordon Christopher, and Michelle L. Pantoya “3D processing and characterization of acrylonitrile butadiene styrene (ABS) energetic thin films” / J Mater Sci (2017) 52: 993-1004 DOI: 10.1007 / s10853-016-0395-5, which at the same time can also be used as a filler with various designs, for example, in the form of honeycombs, bar structures, corrugations, etc. The calorific value of this EM is q ~ 5500 kJ / kg.
Прочностные характеристики предлагаемого ЭМ позволяют его рассматривать как пример возможного материала для использования в качестве заполнителя.The strength characteristics of the proposed EM allow it to be considered as an example of a possible material for use as a filler.
Основные эксплуатационные свойства материала ЭМ, такие как сохранение характеристик, при выведении на активном участке траектории, в частности, прочность, пожаровзывобезопасность при наземной и летной эксплуатации находятся в допустимых пределах.The main operational properties of the EM material, such as the preservation of characteristics, when the trajectory is displayed on the active site, in particular, the strength and fire and explosion safety during ground and flight operation are within acceptable limits.
Примем для примера массу СГО [ОСТ 92-5156-90 Конструкции трехслойные с обшивками из углепластика и алюминиевым сотовым заполнителем (АСЗ)] ~ 500 кг. По аналогии с массой АСЗ, которая может составлять 40% от массы СГО, примем, что масса предлагаемого ЭМ также находится в интервале 40% от массы СГО.Take for example the mass of SGO [OST 92-5156-90 Three-layer structures with carbon fiber lining and aluminum honeycomb core (ASZ)] ~ 500 kg. By analogy with the mass of the NEA, which can be 40% by weight of the SGO, we assume that the mass of the proposed EM is also in the range of 40% of the mass of the SGO.
При сгорании заполнителя из ЭМ массой ~ 200 кг выделится количество теплоты Q(mэм), определяемое по формуле:When the aggregate is burned from EM with a mass of ~ 200 kg, the amount of heat Q (m em ) will be released, determined by the formula:
Количество теплоты, необходимое для нагрева оставшейся массы конструкции СГО массой 500 кг - 200 кг = 300 кг, состоящей из углепластика и связующего материала (коэффициент теплоемкости суп ~ 1.5 Дж/г/К) с текущей температуры 420 К до температуры горения ~ 1300 K, определяется по формуле:The amount of heat required to heat the remaining mass of the SGO structure with a mass of 500 kg - 200 kg = 300 kg, consisting of carbon fiber and a binder (heat capacity coefficient with yn ~ 1.5 J / g / K) from the current temperature of 420 K to a combustion temperature of ~ 1300 K is determined by the formula:
Таким образом, количество теплоты, выделяемое при сжигании ЭМ (1) достаточно для доведения температуры конструкции СГО до горения (2).Thus, the amount of heat released during the combustion of EM (1) is sufficient to bring the temperature of the construction of the SSS to combustion (2).
Для повышения скорости сжигания СГО (скорость горения ЭМ в соответствии с [1] составляет до Vэм=10-12 мм/с) предлагается зажигание заполнителя из ЭМ в нескольких выбранных точках в конструкции ОЧ.To increase the rate of combustion of the CGO (the burning rate of EM in accordance with [1] is up to V em = 10-12 mm / s), it is proposed to ignite the filler from EM at several selected points in the design of the HF.
После зажигания ЭМ в выбранной точке фронт горения распространяется в виде расширяющейся площади круга с центром в точке зажигания с увеличивающимся радиусом r. Приближенно, количество выбранных точек зажигания конструкции СГО можно определить по формуле:After ignition of an EM at a selected point, the combustion front propagates in the form of an expanding circle area centered at the ignition point with an increasing radius r. Approximately, the number of selected ignition points of the SGO design can be determined by the formula:
где: Sсго - площадь поверхности СГО, r=Vэм⋅t - увеличивающийся радиус площади круга.where: S cg is the surface area of the cgs, r = V em ⋅t is the increasing radius of the circle area.
Для приведенных выше данных количество точек зажигания на поверхности ЭМ в конструкции ОЧ будет не менееFor the above data, the number of ignition points on the surface of the EM in the design of the optical element will be at least
Инициирование зажигания осуществляется традиционными средствами, например, с помощью металлической проволоки, с нанесенным на нее пиротехническим составом, который воспламеняется при нагревании проволоки электрическим током.The ignition is initiated by traditional means, for example, using a metal wire with a pyrotechnic composition deposited on it, which ignites when the wire is heated by electric current.
В частном случае, возможно, сжечь всю конструкцию ОЧ на внеатмосферном участке траектории, что исключит ее разрушение от аэродинамического напора, однако, для этого потребуется запас окислителя и его подвод к конструкции ОЧ для ее сжигания углепластика и связующего материала по аналогии с подачей окислителя в ракетный двигатель.In a particular case, it is possible to burn the entire construction of the HF on an extra-atmospheric portion of the trajectory, which will exclude its destruction from the aerodynamic pressure, however, this will require an oxidizer supply and its supply to the HF design for its combustion of carbon fiber and binder material by analogy with the supply of the oxidizer to the rocket engine.
В соответствии с предлагаемым техническим решением процесс сжигания ОЧ осуществляется с использованием кислорода воздуха, но при этом до наступления порога разрушения от аэродинамического напора, т.к. это может привести к разрушению конструкции недогоревшей ОЧ на фрагменты, что приводит к снижению вероятности полного сжигания конструкции ОЧ.In accordance with the proposed technical solution, the process of burning the OCh is carried out using atmospheric oxygen, but at the same time until the threshold of destruction from the aerodynamic pressure, since this can lead to the destruction of the structure of the unburned OFP into fragments, which leads to a decrease in the probability of complete burning of the construction of the OP
Для определения положения начала участка сжигания на атмосферной части траектории спуска ОЧ осуществляют следующие действия:To determine the position of the beginning of the burning section on the atmospheric part of the path of descent of the PF, the following actions are carried out:
а) оценивают возможность разрушения ОЧ при движении на атмосферном участке траектории спуска на интервале теплового воздействия ЭМ с различных моментов времени, из условия превышения напряжениями, вызванных аэродинамической силой предела прочности материала, учитывая текущую температуру, воздействующую на конструкцию в текущий момент времени;a) evaluate the possibility of destruction of the OC when moving in the atmospheric section of the descent trajectory in the interval of thermal exposure to EM from various points in time, from the condition that the stresses caused by the aerodynamic force exceed the tensile strength of the material, taking into account the current temperature acting on the structure at the current time;
б) выбирают начало возможного размещения участка сжигания ОЧ из условия наличия кислорода для горения ОЧ, например, с высоты 50 км начинается интенсивный приток кислорода, из этого следует, что целесообразно проводить зажигание не выше указанной высоты;b) choose the beginning of the possible location of the PF incineration site from the condition of the presence of oxygen for the POC combustion, for example, an intense oxygen flow begins from a height of 50 km, it follows that it is advisable to carry out ignition no higher than the specified height;
в) выбирают конец возможного размещения участка сжигания из условия начала разрушения ОЧ, т.е. когда на конструкцию воздействуют возмущающие силы и моменты, приводящие к потере прочности и устойчивости конструкции;c) choose the end of the possible location of the combustion site from the condition of the onset of destruction of the PM, i.e. when disturbing forces and moments act on the structure, leading to a loss of strength and stability of the structure;
г) для оценки возможности разрушения ОЧ используют математическую модель термопрочности на основе существующей теории прочности [см., например, В. Fritsche, Н. Klinkrad, A. Kashkovsky, Е. Grinberg. Spacecraft disintegration during uncontrolled atmospheric Re-entry, Acta Astronautica, Vol. 47, No. 2. 2000. pp. 513-522.]d) to assess the possibility of destruction of the PF using a mathematical model of thermal strength based on the existing theory of strength [see, for example, V. Fritsche, N. Klinkrad, A. Kashkovsky, E. Grinberg. Spacecraft disintegration during uncontrolled atmospheric re-entry, Acta Astronautica, Vol. 47, No. 2.2000. pp. 513-522.]
Использование предлагаемого способа, в случае его реализации, позволит в значительной мере сократить затраты, связанные с выделение районов падения ОЧ, поиском и эвакуацией фрагментов ОЧ из районов падения, что, в конечном итоге, снизит стоимость пуска РН.Using the proposed method, if implemented, will significantly reduce the costs associated with the allocation of areas of falling PF, search and evacuation of fragments of PF from the areas of decline, which ultimately will reduce the cost of launching the LV.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017141320A RU2672683C1 (en) | 2017-11-27 | 2017-11-27 | Method of minimising zones of exclusion of carrier rocket separated parts |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017141320A RU2672683C1 (en) | 2017-11-27 | 2017-11-27 | Method of minimising zones of exclusion of carrier rocket separated parts |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2672683C1 true RU2672683C1 (en) | 2018-11-19 |
Family
ID=64328089
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017141320A RU2672683C1 (en) | 2017-11-27 | 2017-11-27 | Method of minimising zones of exclusion of carrier rocket separated parts |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2672683C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2705258C1 (en) * | 2018-12-10 | 2019-11-06 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Nose fairing of carrier rocket |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1997038903A2 (en) * | 1996-04-17 | 1997-10-23 | Kistler Aerospace Corporation | Two-stage reusable earth-to-orbit aerospace vehicle and transport system |
| US5799902A (en) * | 1995-09-18 | 1998-09-01 | Microcosm, Inc. | Economical launch vehicle |
| RU2414391C1 (en) * | 2009-06-22 | 2011-03-20 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" | Method of descending space rocket stage separation part and device to this end |
| RU2464526C1 (en) * | 2011-03-30 | 2012-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева | Method of minimising estrangement zone for multistage carrier rocket jettisonable parts |
| RU2475429C1 (en) * | 2011-07-04 | 2013-02-20 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Образования И Науки Российской Федерации | Method of spacecraft stage separation part descent |
| RU2585395C1 (en) * | 2014-12-18 | 2016-05-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Method of minimising zones of exclusion of carrier rocket separated parts |
-
2017
- 2017-11-27 RU RU2017141320A patent/RU2672683C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5799902A (en) * | 1995-09-18 | 1998-09-01 | Microcosm, Inc. | Economical launch vehicle |
| WO1997038903A2 (en) * | 1996-04-17 | 1997-10-23 | Kistler Aerospace Corporation | Two-stage reusable earth-to-orbit aerospace vehicle and transport system |
| RU2414391C1 (en) * | 2009-06-22 | 2011-03-20 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" | Method of descending space rocket stage separation part and device to this end |
| RU2464526C1 (en) * | 2011-03-30 | 2012-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева | Method of minimising estrangement zone for multistage carrier rocket jettisonable parts |
| RU2475429C1 (en) * | 2011-07-04 | 2013-02-20 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Образования И Науки Российской Федерации | Method of spacecraft stage separation part descent |
| RU2585395C1 (en) * | 2014-12-18 | 2016-05-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Method of minimising zones of exclusion of carrier rocket separated parts |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2705258C1 (en) * | 2018-12-10 | 2019-11-06 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Nose fairing of carrier rocket |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US2419866A (en) | Aerial torpedo | |
| DK160022C (en) | EQUIPMENT FOR CREATING A PSEUDOMAL SKY, SPECIFICALLY AN INFRARED STRAIGHT PSEUDOMAL SKY | |
| US3137231A (en) | Chaff dispenser system | |
| US20070266882A1 (en) | Active body | |
| US4967666A (en) | Warhead against fortified or armored targets, particularly for damaging runways, roadway pavings, bunker walls or the like | |
| RU2672683C1 (en) | Method of minimising zones of exclusion of carrier rocket separated parts | |
| RU2626797C2 (en) | Method of minimizing zones of detachable parts exclusion of carrier rocket | |
| CN201497435U (en) | Rocket type ice slush blasting missile and launching device and system thereof | |
| EP3098427B1 (en) | Combustor, jet engine, flying body, and operation method of jet engine | |
| RU2585395C1 (en) | Method of minimising zones of exclusion of carrier rocket separated parts | |
| KR101987170B1 (en) | Ramjet Solid Fuel with Ignition Support for Gun-Propelled Ramjet Shell | |
| RU2541586C1 (en) | Missile for active influence on clouds | |
| EP3377844B1 (en) | Munition having penetrator casing with fuel-oxidizer mixture therein | |
| US6216597B1 (en) | Projectile having a radial direction of action | |
| IT8147899A1 (en) | IMPROVEMENT IN SMOKE BOMBS. | |
| RU2355995C1 (en) | Airborne target | |
| RU2620694C1 (en) | Multiple-warhead rocket for impact on clouds | |
| RU2705677C2 (en) | Pyrotechnic cartridge for precipitation stimulation | |
| RU2324138C2 (en) | Armored vehicle protection method and arrangement | |
| RU2700150C1 (en) | Method for minimization of exclusion zones for carrier rocket separating parts and device for its implementation | |
| EP3011259A1 (en) | Projectile which produces an effect or a signal | |
| CN110160396A (en) | A kind of fire extinguishing bullet launching device and method based on classification coyote hole | |
| RU111627U1 (en) | CLOCK FOR ACTIVE IMPACTS ON CLOUDS | |
| RU2230211C1 (en) | Ejection seat cartridge for manned flying vehicle | |
| RU2715665C1 (en) | Rocket for active action to clouds |