RU2774470C2 - Rocket on solid bulk fuel - Google Patents
Rocket on solid bulk fuel Download PDFInfo
- Publication number
- RU2774470C2 RU2774470C2 RU2019128485A RU2019128485A RU2774470C2 RU 2774470 C2 RU2774470 C2 RU 2774470C2 RU 2019128485 A RU2019128485 A RU 2019128485A RU 2019128485 A RU2019128485 A RU 2019128485A RU 2774470 C2 RU2774470 C2 RU 2774470C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- cables
- hopper
- fuel
- bunker
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 title claims abstract description 35
- 239000007787 solid Substances 0.000 title claims abstract description 10
- 241000273930 Brevoortia tyrannus Species 0.000 claims description 31
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 abstract description 8
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 abstract description 2
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 abstract description 2
- 240000004804 Iberis amara Species 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 210000004279 Orbit Anatomy 0.000 description 10
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 5
- 239000000463 material Substances 0.000 description 5
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 3
- 229920002393 Microsatellite Polymers 0.000 description 2
- 238000002679 ablation Methods 0.000 description 2
- 230000000295 complement Effects 0.000 description 2
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 description 2
- 230000003247 decreasing Effects 0.000 description 2
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 2
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 230000001360 synchronised Effects 0.000 description 2
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 2
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 239000012210 heat-resistant fiber Substances 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000006011 modification reaction Methods 0.000 description 1
- 230000003534 oscillatory Effects 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 238000005381 potential energy Methods 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 238000003860 storage Methods 0.000 description 1
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к космическому ракетостроению и касается принципиальной схемы ракет-носителей, предназначенных для вывода полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту, а также баллистических ракет дальнего действия.The invention relates to space rocketry and relates to a concept of launch vehicles designed to launch a payload into low Earth orbit, as well as long-range ballistic missiles.
В заявке на изобретение РФ №2019110121 предложен ракетный двигатель, работающий на твердом сыпучем топливе. Такой вид топлива дает множество преимуществ перед используемыми в настоящее время жидким и монолитным твердым топливами, главным из которых является возможность отбрасывания массы конструкции бортового топливохранилища (бункера) пропорционально расходу топлива, что кратно уменьшает служебную массу орбитального блока и, следовательно, увеличивает конечную скорость ракеты, достижимую в одной ступени, позволяя с высокой экономичностью выводить полезную нагрузку на низкую околоземную орбиту с помощью всего одной ступени. Кроме того, при работе на твердом сыпучем топливе многократно уменьшается работа, затрачиваемая на подачу топлива в рабочую камеру двигателя против градиента давления, что является спецификой шлюзового механизма питания. Поэтому устраняется необходимость в мощном и тяжелом турбонасосном агрегате. Указанная заявка открыла процесс пересмотра казалось бы устоявшихся технических решений в ракетостроении (включая такие базовые элементы, как маршевый двигатель, конструкция топливных баков, система питания, система теплозащиты рабочей камеры, система управления и др.), которые были выработаны еще в сороковых годах прошлого века и были связаны с решением многих сложных проблем, в частности с проблемой устойчивости процесса питания двигателя топливом, а также устойчивости процесса горения в рабочей камере. Плохое понимание механизма возникновения указанных неустойчивостей явилось причиной многих неудач в разработке ракет как на жидком, так и на твердом топливе. Сейчас, когда мы понимаем указанные механизмы возникновения автоколебаний и можем моделировать их, риск неудач в проектировании уменьшился. Однако структурные схемы систем питания и горения в двигателях с ЖРД и РДТТ остались критичными к возникновению колебаний, делая каждую модификацию двигателя или ракеты проблематичной. Причинами неустойчивостей является наличие в структурной схеме двигателя или ракеты высокодобротных колебательных элементов (рабочая камера или топливный бак) и ключевых усилительных элементов, например форсунок в ЖРД и горящих блоков твердого топлива в РДТТ, имеющих положительную (антидемпфирующую) зависимость скорости горения от внешних параметров. В случае же сыпучего твердого топлива таких высокодобротных и ключевых (усилительных) элементов нет. Это устраняет причину неустойчивостей, ведущих к генерации колебаний в системе питания двигателя или в рабочей камере.In the application for the invention of the Russian Federation No. 2019110121, a rocket engine operating on solid bulk fuel is proposed. This type of fuel provides many advantages over the currently used liquid and monolithic solid fuels, the main of which is the possibility of discarding the mass of the onboard fuel storage (bunker) structure in proportion to the fuel consumption, which reduces the service mass of the orbital block by a factor and, therefore, increases the final speed of the rocket, achievable in a single stage, allowing payloads to be placed into low Earth orbit with high efficiency with just one stage. In addition, when operating on solid bulk fuel, the work expended on supplying fuel to the engine working chamber against the pressure gradient is greatly reduced, which is a specific feature of the sluice feed mechanism. Therefore, the need for a powerful and heavy turbopump unit is eliminated. This application opened the process of revising seemingly well-established technical solutions in rocket science (including such basic elements as a sustainer engine, fuel tank design, power supply system, thermal protection system for the working chamber, control system, etc.), which were developed back in the forties of the last century and were associated with the solution of many complex problems, in particular, the problem of the stability of the process of supplying the engine with fuel, as well as the stability of the combustion process in the working chamber. A poor understanding of the mechanism of the occurrence of these instabilities has been the cause of many failures in the development of both liquid and solid propellant rockets. Now that we understand these self-oscillation mechanisms and can model them, the risk of design failure has decreased. However, the structural diagrams of the power supply and combustion systems in engines with LRE and solid propellant rocket engines remained critical to the occurrence of oscillations, making each modification of the engine or rocket problematic. The reasons for the instabilities are the presence in the structural diagram of an engine or rocket of high-quality oscillatory elements (a working chamber or a fuel tank) and key amplifying elements, for example, injectors in a rocket engine and burning blocks of solid fuel in a solid propellant rocket engine, which have a positive (anti-damping) dependence of the burning rate on external parameters. In the case of bulk solid fuel, there are no such high-quality and key (amplifying) elements. This eliminates the cause of instabilities leading to the generation of oscillations in the power supply system of the engine or in the working chamber.
Наиболее близкой к предмету настоящей заявки является принципиальная схема ракеты, описанная в заявке на изобретение РФ №2019113195, в которой обечайка бункера сыпучего топлива состоит из состыкованных между собой кольцевых секций, а днище выполнено в виде поршня, на котором закреплен маршевый двигатель ракеты, и который вдвигается в обечайку бункера силой тяги двигателя, не допуская образования пустоты в бункере при расходовании сыпучего топлива. Причем, имеется также система тросов, расположенных в бункере, посредством которой днище бункера связано с лебедками, установленными на крышке бункера, и которые осуществляют подмотку тросов по мере сокращения высоты бункера из за убывания топлива, а также обеспечивают управление угловой ориентацией днища, что может быть использовано, в частности, для управления ракетой по курсу и тангажу. По мере того, как в процессе расходования топлива, днище бункера поднимется вверх, кольцевые секции обечайки бункера опускаются ниже поршня и самопроизвольно открепляются от ракеты. Это открепление осуществляется за счет замковых связей, выполненных в виде взаимно комплементарных пазов и выступов, которые расцепляются за счет пружин, удерживаемых в сжатом состоянии силами давления от веса сыпучего топлива.Closest to the subject of this application is a schematic diagram of the rocket described in the application for the invention of the Russian Federation No. 2019113195, in which the bulk fuel bunker shell consists of annular sections docked together, and the bottom is made in the form of a piston, on which the rocket main engine is fixed, and which is pushed into the shell of the bunker by the thrust of the engine, preventing the formation of voids in the bunker when the bulk fuel is consumed. Moreover, there is also a system of cables located in the bunker, through which the bottom of the bunker is connected with winches installed on the lid of the bunker, and which carry out the winding of the cables as the height of the bunker decreases due to decreasing fuel, and also provide control of the angular orientation of the bottom, which can be used, in particular, to control the rocket along the course and pitch. As the bottom of the bunker rises in the process of fuel consumption, the annular sections of the bunker shell fall below the piston and spontaneously detach from the rocket. This detachment is carried out due to the lock connections made in the form of mutually complementary grooves and protrusions, which are disengaged due to springs held in a compressed state by pressure forces from the weight of bulk fuel.
Недостатком такой схемы является сложность конструкции замковых связей, требующая высокой точности изготовления.The disadvantage of this scheme is the complexity of the design of the interlocks, requiring high precision manufacturing.
Целью изобретения является упрощение конструкции.The aim of the invention is to simplify the design.
Предлагается ракета на твердом сыпучем топливе, содержащая бункер твердого сыпучего топлива, обечайка которого выполнена в виде состыкованных между собой кольцевых секций, а днище выполнено в виде поршня, на котором закреплен маршевый двигатель ракеты и который связан с крышкой бункера системой тросов, связанных с лебедками. Цель изобретения достигается тем, что указанные тросы располагаются на самом краю поперечного сечения бункера и входят во взаимодействие с указанными кольцевыми секциями бункера с помощью средств, предотвращающих скольжение кольцевых секций относительно тросов, а указанные лебедки установлены на днище бункера. Указанное взаимное смещение кольцевых секций относительно тросов может быть предотвращено за счет трения, которое может быть усилено взаимно комплементарным рельефом взаимодействующих поверхностей. При этом отпадает необходимость в замковых связях между кольцами и в пружинах, т.к. кольца будут освобождаться за счет того, что тросы, пройдя поршень, будут отходить от кольцевых секций к лебедкам, установленным под днищем бункера.A solid bulk fuel rocket is proposed, containing a solid bulk fuel bunker, the shell of which is made in the form of annular sections joined together, and the bottom is made in the form of a piston, on which the rocket propulsion engine is fixed and which is connected to the bunker cover by a system of cables connected to winches. The purpose of the invention is achieved by the fact that these cables are located at the very edge of the cross section of the bunker and interact with the said annular sections of the bunker using means that prevent the annular sections from sliding relative to the cables, and these winches are installed on the bottom of the bunker. Said mutual displacement of the annular sections relative to the cables can be prevented by friction, which can be enhanced by the mutually complementary relief of the interacting surfaces. This eliminates the need for locking connections between the rings and in the springs, because. the rings will be released due to the fact that the cables, having passed the piston, will depart from the annular sections to the winches installed under the bottom of the bunker.
Изобретение поясняется нижеследующим детальным описанием и одной фигурой, на которой схематично изображена предлагаемая ракета.The invention is illustrated by the following detailed description and one figure, which schematically depicts the proposed rocket.
Предлагаемая ракета содержит бункер сыпучего топлива, состоящий из обечайки 1, днища 2 и крышки, функцию которой может выполнять головная часть 3 ракеты или следующая ступень ракеты. На днище 2 бункера жестко закреплена рабочая камера 4 маршевого двигателя ракеты. В изображенном варианте конструкции, днище 2 бункера выполняет также функцию огневого днища рабочей камеры двигателя. Верхняя часть рабочей камеры выполняет функцию камеры сгорания, а нижняя - функцию закритической части сопла. По периферии огневого днища рабочей камеры 4 расположены роторы 5 шлюзового механизма питания, снабженные приводом управляемого синхронного вращения, например электродвигателем (не показан). Внутренняя поверхность рабочей камеры 4 покрыта теплозащитой, например в виде абляционного материала. В частном случае теплозащитный слой может быть выполнен, как одно целое с корпусом камеры 4. Для этого следует внешнюю поверхность камеры армировать жаропрочными волокнами, например углеродными.The proposed rocket contains a bulk fuel bunker, consisting of a
Крышка бункера (в данном случае - это головная часть 3 ракеты, соединена с днищем 2 бункера посредством тросов 6, которые располагаются по периферии поперечного сечения бункера вдоль образующих обечайки 1. Количество тросов 6 должно быть не менее трех (в рассматриваемом варианте их четыре) и они должны быть равномерно распределены по окружности сечения бункера. Внизу тросы 6 огибают поршень, располагаясь в специальных пазах, и направляются к лебедкам 7, закрепленным на камере 4 двигателя. Каждая из лебедок 7 снабжена приводом вращения, например электродвигателем, соединенным с блоком 8 управления.The cover of the bunker (in this case, it is the
Обечайка 1 бункера составлена из плотно состыкованных между собой кольцевых секций 9, представляющих собой армированные кольца, например стеклопластиковые. Торцы кольцевых секций имеют центрирующее профилирование, которое, в частности, может быть выполнено в виде конусообразных скосов (см. фиг.). Направление скосов продиктовано условием беспрепятственного скольжения уплотнительных манжет днища 3 бункера вверх (манжеты не показаны).The
Кольцевые секции 9 входят в непосредственный контакт с тросами 6. При этом торосы 6 прижимаются к кольцам за счет сил давления от веса насыпной массы топлива. При этом для усиления трения между тросами 6 и кольцами 9 их поверхности могут быть снабжены рельефом, предотвращающим взаимное скольжение соприкасающихся поверхностей, например в виде мелких выступов на одной детали и соответствующих им впадин на другой детали.The
Функционирует предлагаемое устройство следующим образом. Лебедки 7 поддерживают все тросы 6 в натянутом состоянии, чем обеспечивается возможность восприятия бункером изгибающих усилий, возникающих при маневрировании ракеты. За счет синхронного вращения роторов 5 шлюзового механизма питания сыпучее топливо перемещается из бункера в рабочую камеру 4 двигателя, где поддерживается режим непрерывного горения. Изменяя скорость вращения роторов 5 управляют величиной тяги двигателя. Управление направлением тяги, т.е. моментами рыскания и тангажа, осуществляется за счет дифференциальной подмотки тросов 6 лебедками 7. При этом для повышения текучести сыпучего топлива на днище бункера могут быть установлены электровибраторы 10. В процессе расходования топлива, днище 2 бункера скользит относительно обечайки 1 вверх. Когда нижняя кольцевая секция обечайки опускается ниже днища бункера, ее взаимодействие с тросами 6 прекращается, т.к. тросы 6 отходят к лебедкам 7. В результате производится отделение очередной секции обечайки от ракеты, т.е.отбрасывание массы конструкции бункера пропорционально расходу топлива.The proposed device operates as follows. The
Описанная система управления, имеет повышенную инерционность, и может использоваться, главным образом, как корректирующая (триммерная). Малые же и высокочастотные управляющие моменты могут создаваться специальными рулевыми двигателями, например работающими на твердом сыпучем топливе (не показаны).The described control system has an increased inertia, and can be used mainly as a corrective (trim). Small and high-frequency control torques can be created by special steering motors, for example, those operating on solid bulk fuel (not shown).
Произведем оценку основных летных параметров ракеты предлагаемой схемы в одноступенчатом малоразмерном варианте.Let us evaluate the main flight parameters of the rocket of the proposed scheme in a single-stage small-size version.
Допустим необходимо вывести аппарат массой 100 кг на низкую орбиту. Если взять стартовое ускорение 1,5%, то подъем с земли пройдет достаточно быстро, чтобы можно было пренебречь затратами топлива на увеличение потенциальной энергии в поле силы тяжести. Будем считать, что вывод на низкую орбиту эквивалентен ускорению ракеты от нулевой скорости до 9000 м/сек.Suppose it is necessary to launch a device weighing 100 kg into low orbit. If we take a starting acceleration of 1.5%, then the rise from the ground will be fast enough that we can neglect the cost of fuel to increase the potential energy in the gravity field. We will assume that launching into a low orbit is equivalent to rocket acceleration from zero speed to 9000 m/s.
Примем среднюю скорость истечения из сопла для гранулированного сыпучего топлива, которое эквивалентно современному смесевому топливу, 3000 м/сек. Тогда, в соответствии с формулой Циолковского, коэффициент изменения массы будет равен «е» в степени 9000/3000=3, т.е. «е» в кубе, что равно 20. Таким образом, стартовая масса ракеты будет в 20 раз больше массы орбитального блока и будет равна 100 кг*20=2000 кг. Для получения достаточного стартового ускорения требуется тяга двигателя около 3000 кГ.Let us take the average outflow velocity from the nozzle for granular bulk fuel, which is equivalent to modern mixed fuel, 3000 m/s. Then, in accordance with the Tsiolkovsky formula, the coefficient of mass change will be equal to "e" to the power of 9000/3000=3, i.e. “e” cubed, which is equal to 20. Thus, the launch mass of the rocket will be 20 times the mass of the orbital block and will be equal to 100 kg * 20 = 2000 kg. To obtain sufficient starting acceleration, an engine thrust of about 3000 kg is required.
Подходящую тягу(3770 кГ) имеет рулевая камера двигателя РД-107. Можно считать, что основные размеры и тепловая напряженность камеры будут такими же и при применении твердого сыпучего топлива, поэтому используем ее размеры для оценки параметров требуемой абляционной теплозащиты камеры сыпучего топлива. Мощность тепловосприятия данной рулевой камеры оценим по величине потока теплоемкости горючей компоненты. При расходе керосина в рулевой камере 4150 кг/сек, теплоемкости керосина 2,2 Дж/г град, и предельном нагреве керосина на 300 град. С, получим поток снимаемого керосином тепла с камеры 4150*2,2*300=2,7 МВт. При эффективной площади тепловосприятия камеры 0,5 м кв., средняя удельная тепловая нагрузка составит 550 Вт/см кв. При такой нагрузке удельное энергопоглощение жаростойких абляционных материалов (асботекстолит, стеклотекстолит) составляет окло 30 кДж/г. Отсюда для мощности полного теплового потока камеры 2,7 МДж получаем расход абляционного материала 2,7 МДж/сек/30 кДж/г=90 г/сек. Это соответствует расходу горючего 4,15 кг/сек и расходу окислителя 8,55 кг/сек, т.е. суммарному расходу топлива 12,7 кг/сек.Suitable thrust (3770 kg) has a steering chamber of the RD-107 engine. It can be assumed that the main dimensions and thermal stress of the chamber will be the same when using solid bulk fuel, so we use its dimensions to estimate the parameters of the required ablative thermal protection of the bulk fuel chamber. The power of heat absorption of this steering chamber can be estimated from the value of the heat capacity flow of the combustible component. When the consumption of kerosene in the steering chamber is 4150 kg / s, the heat capacity of kerosene is 2.2 J / g deg, and the maximum heating of kerosene is 300 deg. C, we get the flow of heat removed by kerosene from the chamber 4150 * 2.2 * 300 = 2.7 MW. With an effective heat absorption area of the chamber of 0.5 square meters, the average specific heat load will be 550 W / cm2. With such a load, the specific energy absorption of heat-resistant ablative materials (asbestos-textolite, glass-textolite) is about 30 kJ/g. From here, for the power of the total heat flux of the chamber 2.7 MJ, we obtain the consumption of ablation material 2.7 MJ/sec/30 kJ/g=90 g/sec. This corresponds to a fuel consumption of 4.15 kg/s and an oxidizer consumption of 8.55 kg/s, i.e. total fuel consumption of 12.7 kg / s.
Следовательно, для сжигания всей стартовой массы топлива в 3000 кг получим затраты абляционного материала 90 г*3000 кг/12,7 кг/сек=21000 г. Эта масса будет расходоваться, поэтому она не войдет в состав массы, выводимой на орбиту. Также не войдет в состав массы орбитального блока и масса отбрасываемой в полете обечайки бункера, которая значительно больше массы теплозащиты. Таким образом, в состав выводимой на орбиту массы, составляющей в целом 100 кг, войдет только масса конструкции ракетного двигателя и масса головной части ракеты.Therefore, to burn the entire initial fuel mass of 3000 kg, we will obtain the cost of ablation material 90 g * 3000 kg / 12.7 kg / s = 21000 g. This mass will be consumed, so it will not be included in the mass launched into orbit. Also not included in the mass of the orbital block and the mass of the shell of the bunker discarded in flight, which is much larger than the mass of thermal protection. Thus, the composition of the mass put into orbit, which is 100 kg in general, will include only the mass of the rocket engine structure and the mass of the rocket head.
Массу конструкции ракетного двигателя можно оценить по массе рабочей камеры. При давлении 6 МПа, при среднем диаметре цилиндрической обечайки камеры сгорания 20 см. сила растяжения обечайки составит 600/кГ/пог.см. При изготовлении камеры из стеклопластика и напряжении стенки 20 кГ/мм кв. получим погонное сечение стенки 30 мм кв/пог.см., что равно средней толщине стенки камеры 3 мм. При суммарной площади стенок камеры 1 м кв., объем материала составит 3000 см. куб., или около 6 кг массы. При этом механизм питания также может быть из стеклопластика, и будет весить не более 3 кг. Мощность привода шлюзового механизма питания (в отличие от мощности турбонасосного агрегата) определяется лишь потерями на трение, и составит порядка 1 квт. Соответствующая масса электродвигателя и батареи может оцениваться в 5-7 кг. Масса 4-х тросов длиной по 7 м и сечением 10 мм кв. составит около 2 кг. Масса 4х электролебедок с батареей питания составит порядка 5 кг.The mass of the rocket engine structure can be estimated from the mass of the working chamber. At a pressure of 6 MPa, with an average diameter of the cylindrical shell of the combustion chamber of 20 cm, the tensile force of the shell will be 600 / kg / linear cm. In the manufacture of a chamber made of fiberglass and a wall stress of 20 kg/mm2. we will obtain a linear section of the wall of 30 mm sq / linear cm, which is equal to the average thickness of the chamber wall of 3 mm. With a total area of the chamber walls of 1 sq. m., the volume of the material will be 3000 cm3, or about 6 kg of mass. In this case, the power mechanism can also be made of fiberglass, and will weigh no more than 3 kg. The drive power of the locking power mechanism (unlike the power of the turbopump unit) is determined only by friction losses, and will be about 1 kW. The corresponding mass of the motor and battery can be estimated at 5-7 kg. The mass of 4 cables with a length of 7 m and a cross section of 10 mm square. will be about 2 kg. The mass of 4 electric winches with a battery will be about 5 kg.
Итого, на орбиту будет выводиться служебная масса 6+3+7+2+5=23 кг. Т.о. на массу головной части, которую уже можно считать полезной, остается около 77 кг. Это может быть коммерческая нагрузка, например спутник связи, или множество микроспутников, например для образования и поддержания глобальной низкоорбитальной распределенной сети связи.In total, the service mass of 6+3+7+2+5=23 kg will be put into orbit. That. the mass of the warhead, which can already be considered useful, remains about 77 kg. This may be a commercial payload, such as a communications satellite, or a plurality of microsatellites, such as to form and maintain a global low earth orbit distributed communications network.
Вместо части полезной нагрузки в головной части ракеты может быть размещена дополнительная порция сыпучего топлива, за счет которой полезная нагрузка меньшей массы может быть выведена на более высокую орбиту. Однако это уже будет отклонением от оптимальности для малоразмерной одноступенчатой ракеты. Для более высоких орбит целесообразно увеличить стартовую массу ракеты по сравнению с рассмотренным здесь малоразмерным вариантом, или применить многоступенчатую схему. Однако и малоразмерный одноступенчатый вариант оказывается экономически эффективным, если учесть высокую стоимость микроспутников и сравнительно малую стоимость пуска предлагаемой ракеты, которая, учитывая простоту конструкции и дешевизну применяемого топлива, находится на уровне стоимости среднего легкового автомобиля.Instead of part of the payload, an additional portion of bulk fuel can be placed in the head of the rocket, due to which the payload of a smaller mass can be launched into a higher orbit. However, this will already be a deviation from optimality for a small-sized single-stage rocket. For higher orbits, it is advisable to increase the launch mass of the rocket compared to the small-sized version considered here, or to apply a multi-stage scheme. However, the small-sized single-stage version also turns out to be cost-effective, given the high cost of microsatellites and the relatively low cost of launching the proposed rocket, which, given the simplicity of design and the cheapness of the fuel used, is at the level of the cost of an average passenger car.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019128485A RU2774470C2 (en) | 2019-09-10 | Rocket on solid bulk fuel |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019128485A RU2774470C2 (en) | 2019-09-10 | Rocket on solid bulk fuel |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2019128485A RU2019128485A (en) | 2021-03-10 |
| RU2774470C2 true RU2774470C2 (en) | 2022-06-21 |
Family
ID=
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3256688A (en) * | 1961-11-24 | 1966-06-21 | Charles C Hill | Controlled combustion of solid propellants |
| US3388554A (en) * | 1959-11-02 | 1968-06-18 | Solid Fuels Corp | Organic fusible solid fuel binders and stabilizers and method of extruding and burning |
| RU2289036C2 (en) * | 2005-02-22 | 2006-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Rocket catapult solid-reactant gas generator |
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3388554A (en) * | 1959-11-02 | 1968-06-18 | Solid Fuels Corp | Organic fusible solid fuel binders and stabilizers and method of extruding and burning |
| US3256688A (en) * | 1961-11-24 | 1966-06-21 | Charles C Hill | Controlled combustion of solid propellants |
| RU2289036C2 (en) * | 2005-02-22 | 2006-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт полимерных материалов" | Rocket catapult solid-reactant gas generator |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Sutton | History of liquid propellant rocket engines in the United States | |
| US9273634B2 (en) | Rocket stage and method of improving an existing rocket stage | |
| US9850008B2 (en) | Integrated vehicle fluids | |
| US11181076B2 (en) | Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer | |
| JPH01501133A (en) | Method and apparatus for launching a spacecraft using a recoverable rocket upper stage | |
| US8632319B2 (en) | Device for powering the pump of a rocket engine using an inertia wheel | |
| Jens et al. | Design of a hybrid cubesat orbit insertion motor | |
| Venugopal et al. | Hybrid rocket technology | |
| WO2014022836A2 (en) | Universal elliptical-sliced solid grain geometry and coupled grill-feedthrough featured assembly for solid rocket motor and coaxial hybrid rocket design | |
| RU2774470C2 (en) | Rocket on solid bulk fuel | |
| RU2733449C1 (en) | Launching complex and method for launching carrier rockets without using the first stage | |
| US10281252B2 (en) | Launcher redundant tank mass shedding system | |
| RU2749235C2 (en) | Rocket engine | |
| EP0178754B1 (en) | Single stage autophage rocket | |
| RU2492342C1 (en) | Pumpless cryogenic liquid propellant rocket engine (versions) | |
| RU2781320C2 (en) | Rocket engine on bulk fuel | |
| Schonenborg | Solid propellant de-orbiting for constellation satellites | |
| Burry et al. | Liquid propellant rocket engines-Their status and future. | |
| ESTEY et al. | The opportunity for hybrid rocket motors in commercial space | |
| AU2021100758A4 (en) | ZENIT-AUSTRALIA space launch vehicle | |
| Zandbergen | Some typical solid propellant rocket motors. Memorandum M-712 (Version 2.0) | |
| WICKMAN et al. | Lunar base spacecraft propulsion with lunar propellants | |
| RU2178831C2 (en) | Steam rocket with nuclear reactor | |
| El-Sayed et al. | Rocket Propulsion | |
| Zandbergen | Modern liquid propellant rocket engines |