RU2628836C2 - Method of implementation of running of booster rocket - Google Patents

Method of implementation of running of booster rocket Download PDF

Info

Publication number
RU2628836C2
RU2628836C2 RU2015154295A RU2015154295A RU2628836C2 RU 2628836 C2 RU2628836 C2 RU 2628836C2 RU 2015154295 A RU2015154295 A RU 2015154295A RU 2015154295 A RU2015154295 A RU 2015154295A RU 2628836 C2 RU2628836 C2 RU 2628836C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rocket
mass
launch vehicle
acceleration
trajectory
Prior art date
Application number
RU2015154295A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2015154295A (en
Inventor
Александр Тимофеевич Корабельников
Original Assignee
Александр Тимофеевич Корабельников
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Александр Тимофеевич Корабельников filed Critical Александр Тимофеевич Корабельников
Priority to RU2015154295A priority Critical patent/RU2628836C2/en
Publication of RU2015154295A publication Critical patent/RU2015154295A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2628836C2 publication Critical patent/RU2628836C2/en

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/14—Space shuttles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)

Abstract

FIELD: weapon and ammunition.
SUBSTANCE: during the acceleration of the launch vehicle in the active section of its trajectory, the parts of the tanks for the rocket fuel components and the excess parts of the supporting elements of the carrier rocket are excessively redundant and unnecessary for further flight, and they are dropped into the outer space. In the process of acceleration, the rocket engines are gradually shutting down, becoming - as the current mass of the launch vehicle's structure is reduced - superfluous and excessive, overlapping the leading pipelines and lines. These rocket engines are disconnected from all other communications and detach them from all mechanical connections with the structure of the launch vehicle, and then carry out their discharge (detachment) from the carrier rocket. At the same time, on the upcoming (remaining) part of the active part of its trajectory, acceleration is carried out at the expense of the remaining missiles, which have not yet been dropped, including, in turn, not dropped.
EFFECT: increase in mass efficiency.
2 cl

Description

Предлагаемое техническое решение относится к ракетной технике, а именно к способам осуществления разгона ракет-носителей (в особенности их полезных нагрузок) на активных участках их траекторий.The proposed technical solution relates to rocket technology, and in particular to methods of accelerating carrier rockets (especially their payloads) in active sections of their trajectories.

Известен способ разгона ракет-носителей (РН) и их полезных нагрузок, в соответствии с которым придание им необходимых скоростей осуществляют с помощью мощных последовательно включаемых электромагнитов-ускорителей (см., например, книгу «Труды по ракетной технике», автор К.Э. Циолковский, Москва, изд-во «Оборонгиз», 1947 год, стр. 118).There is a known method of accelerating carrier rockets (LV) and their payloads, according to which the necessary speeds are given to them using powerful sequentially connected electromagnet accelerators (see, for example, the book "Proceedings on rocket technology", by K.E. Tsiolkovsky, Moscow, Oborongiz Publishing House, 1947, p. 118).

Недостатками этого способа являются высокая сложность технического осуществления и крайне высокие необходимые материальные и финансовые затраты, требующиеся для его реализации (именно поэтому указанный способ до сих пор нигде не осуществлен.)The disadvantages of this method are the high complexity of the technical implementation and the extremely high necessary material and financial costs required for its implementation (that is why this method has not yet been implemented anywhere.)

Известен также способ реактивного (ракетного) разгона ракет-носителей и их полезных нагрузок, в соответствии с которым необходимые усилия (тягу) создают за счет извержения продуктов сгорания компонентов ракетных топлив (КРТ), которые вводят в состав ракеты (см., например, книгу «Механика и теория относительности», автор А.Н. Матвеев, Москва, изд-во «Высшая школа», 1986 год, стр. 211-212). Во всех современных ракетах-носителях используется именно и только указанный выше реактивный способ разгона (придания необходимой конечной скорости) их полезным нагрузкам.There is also known a method of reactive (rocket) acceleration of launch vehicles and their payloads, in accordance with which the necessary efforts (thrust) are created due to the eruption of the combustion products of the components of rocket fuels (SRT), which are introduced into the rocket (see, for example, the book “Mechanics and Theory of Relativity”, author A.N. Matveev, Moscow, Higher School Publishing House, 1986, pp. 211-212). In all modern launch vehicles, it is precisely and only the aforementioned reactive acceleration method (imparting the necessary final speed) to their payloads that is used.

Недостатком данного способа является невысокий массовый коэффициент (КМПД) полезного действия (МКПД), равный отношению массы (МПН) выводимой на нужную орбиту (траекторию) полезной нагрузки (ПН) к общей стартовой массе (M0) ракеты-носителя. Так, например, у лучшей (по КМПД) из современных ракет-носителей легкого и среднего классов - ракеты «Протон-М» - значение КМПД при выведении ПН на низкую околоземную орбиту равно всего 0,031 (3,1%). Наилучшее значение КМПД было присуще советской ракете-носителю «Энергия» - КМПД=0,043 (4,3%). Указанные данные приведены в публикациях в Сети (соответственно): www.habrahabr.ru/sandbox/81929/ и www.vedomosti.ru/news/11032611/intervyu…The disadvantage of this method is the low mass coefficient (K MTD ) of useful action (MKPD), equal to the ratio of the mass (M PN ) displayed in the desired orbit (trajectory) of the payload (PN) to the total launch mass (M 0 ) of the launch vehicle. So, for example, the best (in terms of K MTD ) of modern launch vehicles of the light and middle classes - Proton-M rockets - the value of K MTD when launching the missile launcher into low Earth orbit is only 0.031 (3.1%). The best value of MPD was inherent in the Soviet Energia launch vehicle - MPD = 0.043 (4.3%). The indicated data are given in publications on the Web (respectively): www.habrahabr.ru/sandbox/81929/ and www.vedomosti.ru/news/11032611/intervyu ...

Наиболее близким к заявляемому объекту является способ реактивного (ракетного) разгона ракет-носителей и их полезных нагрузок, в соответствии с которым разгон ракеты-носителя на активном участке ее траектории осуществляют путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, а во время всего того промежутка времени, когда осуществляют разгон (т.е. на активном участке траектории), производят постоянное удаление становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива - в особенности их верхних, уже не несущих компонентов, частей - и излишних частей несущих элементов конструкции ракеты-носителя и сбрасывают их, например, в виде стружки или порошка во внешнее пространство. Этот способ преложен в изобретении РФ №2561154, МПК- B64G 1/40, от 11.06.2014 г.Closest to the claimed object is a method of reactive (rocket) acceleration of launch vehicles and their payloads, according to which the acceleration of the launch vehicle in the active section of its path is carried out by producing reactive forces from the action of rocket engines, and during that entire period of time when acceleration is carried out (i.e., on the active part of the trajectory), permanent removal is made that becomes redundant, redundant and unnecessary for the further flight of parts of the tanks for components rocket fuel - especially their upper, already non-bearing components, parts - and excess parts of the supporting structural elements of the launch vehicle and dump them, for example, in the form of chips or powder into the outer space. This method is proposed in the invention of the Russian Federation No. 2561154, IPC-B64G 1/40, dated June 11, 2014.

Недостатками этого способа следует считать сравнительно невысокие (достигаемые при его применении) значения указанного коэффициента массового полезного действия (КМПД) и сравнительно невысокие значения, достигаемые при его применении характеристических скоростей.The disadvantages of this method should be considered relatively low (achieved during its application) values of the specified coefficient of mass efficiency (K MTD ) and relatively low values achieved during its application of characteristic speeds.

Целями предлагаемого технического решения являются увеличение указанного массового коэффициента (КМПД) полезного действия и/или увеличение характеристических скоростей при прежней массе полезной нагрузки, достижение которых становится возможным при применении предложенного способа.The objectives of the proposed technical solution are to increase the specified mass coefficient (K MTD ) of efficiency and / or increase the characteristic speeds with the previous mass of the payload, the achievement of which becomes possible when applying the proposed method.

Указанные цели достигаются за счет того, что при разгоне ракеты-носителя на активном участке траектории, который осуществляют путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей, во время всего того промежутка времени, когда осуществляют разгон и при этом производят постоянное удаление становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива, в особенности их верхних, уже не несущих компонентов, частей и излишних частей несущих элементов конструкции ракеты-носителя, и сбрасывают их, например, в виде стружки или порошка во внешнее пространство, в процессе разгона осуществляют последовательное (не менее чем один раз) выключение ракетных двигателей, становящихся - по мере уменьшения текущей массы конструкции ракеты-носителя - излишними и избыточными (продуцирующими избыточно высокую тягу и приводящими к излишне высоким перегрузкам), перекрывают ведущие к ним трубопроводы с компонентами ракетного топлива, перекрывают магистрали со сжатым воздухом для управляющих электро-пневмоклапанов и все иные магистрали, отключают эти ракетные двигатели от всех иных коммуникаций, отсоединяют их от всех механических связей с конструкцией ракеты-носителя, а затем осуществляют их сброс (отсоединение) от ракеты-носителя, при этом на предстоящей части активного участка ее траектории разгон осуществляют за счет оставшихся - в том числе и пока не сброшенных - ракетных двигателей.These goals are achieved due to the fact that during acceleration of the launch vehicle in the active part of the trajectory, which is carried out by producing reactive forces from the action of rocket engines, during the entire period of time when the acceleration is carried out and at the same time permanent removal is made that become redundant, redundant and unnecessary for the further flight of the parts of the tanks for rocket fuel components, in particular their upper, already non-bearing components, parts and excess parts of the constituent elements functions of the launch vehicle, and dump them, for example, in the form of chips or powder into the outer space, during acceleration, sequential (at least once) turn off the rocket engines, which become - as the current mass of the launch vehicle structure decreases - excessive and excessive (producing excessively high traction and leading to unnecessarily high overloads), they block the pipelines leading to them with components of rocket fuel, they block the compressed air lines for controlling electro-pneumatic Apanov and all other highways disconnect these rocket engines from all other communications, disconnect them from all mechanical connections with the design of the launch vehicle, and then discharge (disconnect) them from the launch vehicle, while overclocking on the upcoming part of the active section of its trajectory carried out at the expense of the remaining - including so far not dropped - rocket engines.

Развитие и усовершенствование способа достигают за счет того, что сбрасываемые ракетные двигатели выполняют спасаемыми.The development and improvement of the method is achieved due to the fact that resettable rocket engines are made salvageable.

Рассмотрим особенности осуществления предложенного способа.Consider the features of the proposed method.

На ракете-носителе при ее изготовлении размещают на ее первой и, например, единственной ступени не один, а несколько (например, не менее трех или даже двух) ракетных двигателей с суммарной тягой, превышающей суммарную массу заправленной ракеты-носителя и массу ее полезной нагрузки.On its launch vehicle during its manufacture, not one, but several (for example, no less than three or even two) rocket engines with their total thrust exceeding the total mass of the loaded carrier rocket and its payload mass are placed on its first and, for example, single stage .

При осуществлении предложенного способа в процессе разгона ракеты-носителя на активном участке ее траектории верхние части баков с компонентами ракетного топлива (КРТ) - по мере их (баков) опорожнения - и соответствующие доли несущих (силовых, передающих тяговые усилия от блока ракетных двигателей к блоку полезной нагрузки) элементов ракеты-носителя (если сами баки для КРТ не являются несущими) становятся излишними, а их массы лишь препятствуют более эффективному разгону ракеты-носителя. Поэтому сразу после начала активного участка траектории производят (осуществляют) постоянное (в течение всего активного участка траектории) удаление становящихся избыточными (и даже вредными и уже ненужными) частей элементов конструкции: верхних частей баков и верхних частей несущих силовых элементов (как и в способе-прототипе). Темп сброса во внешнее пространство становящейся излишней массы

Figure 00000001
указанных частей конструкции ракеты-носителя устанавливают, например, пропорциональным общему секундному расходу
Figure 00000002
КРТ, поступающих в блок ракетных двигателей:When implementing the proposed method in the process of accelerating a launch vehicle on an active section of its trajectory, the upper parts of the tanks with rocket fuel components (CRT) - as they (tanks) are empty - and the corresponding shares of the carriers (power transmitting traction forces from the rocket engine block to the block payload) of the elements of the launch vehicle (if the tanks for the SRT are not bearing) become redundant, and their masses only impede a more efficient acceleration of the launch vehicle. Therefore, immediately after the start of the active part of the trajectory, they carry out (carry out) a constant (throughout the active part of the trajectory) removal of the redundant (and even harmful and already unnecessary) parts of the structural elements: the upper parts of the tanks and the upper parts of the load-bearing power elements (as in prototype). The rate of discharge into the outer space of becoming overweight
Figure 00000001
these parts of the design of the launch vehicle is set, for example, proportional to the total second flow
Figure 00000002
SRT entering the block of rocket engines:

Figure 00000003
Figure 00000003

где k - коэффициент пропорциональности.where k is the coefficient of proportionality.

При этом:Wherein:

Figure 00000004
Figure 00000004

где Мудал.общ. - значение общей массы удаляемых за весь отрезок данного активного участка траектории (данной ступени или данного разгонного блока данной ступени) частей и элементов топливных баков и силовых (несущих) конструкций;where M is deleted - the value of the total mass of parts and elements of fuel tanks and power (bearing) structures that are removed for the entire segment of a given active section of the trajectory (a given stage or a given booster block of a given stage);

МТН - общая начальная (стартовая) масса всех КРТ, заправленных в данную (действующую на данном активном участке траектории) ступень или разгонный блок ракеты-носителя.M TN - the total initial (starting) mass of all SRTs charged to this stage (operating on this active section of the trajectory) or the booster block of the launch vehicle.

По мере опорожнения баков блок полезной нагрузки смещают вниз и приближают его к блоку ракетных двигателей, но по мере уменьшения количества (массы) КРТ в баках и массы самих баков, а также уменьшения (как и в соответствии с усовершенствуемым способом-прототипом) массы несущих элементов ракеты-носителя (если баки для КРТ не являются несущими), величины этих масс должны быть выбраны (но это касается лишь способа-прототипа) излишне избыточными. Это обусловлено тем, что тяга, создаваемая всеми ракетными двигателями, приводит по мере уменьшения - при применении на РН только способа-прототипа - текущих значений масс КРТ и конструкций РН ко все большим и большим значениям действующих перегрузок. При этом при осуществлении способа-прототипа продуцирование на средней и заключительной стадиях разгона больших, чем обычно, перегрузок приводит к необходимости увеличения масс баков с КРТ, несущих элементов РН, а также массы корпуса и различных силовых элементов блока полезной нагрузки (корпуса самой ПН, а также держателей, различных элементов крепежа, корпусов и иных подобных силовых деталей всех приборов и установок, размещенных в ПН).As the tanks empty, the payload block is shifted down and closer to the rocket engine block, but as the amount (mass) of SRT in the tanks and the mass of the tanks themselves decrease, as well as the mass of the load-bearing elements decreases (as in accordance with the improved prototype method) launch vehicles (if tanks for SRT are not bearing), the values of these masses should be selected (but this applies only to the prototype method) is excessively redundant. This is due to the fact that the thrust created by all rocket engines leads, with decreasing - when using on the launch vehicle only the prototype method - the current values of the mass of the SRT and the design of the launch vehicle to larger and larger values of the operating overloads. Moreover, when implementing the prototype method, producing overloads of greater than usual overloads at the middle and final stages of acceleration leads to the need to increase the mass of tanks with SRT, bearing LV elements, as well as the mass of the hull and various power elements of the payload block (the hull of the payload itself, and also holders, various fasteners, housings and other similar power parts of all devices and installations located in the PN).

Для устранения указанного обстоятельства (недостатка), но, главное, для достижения еще больших чем при применении способа-прототипа значений массового коэффициента (КМПД) полезного действия (МКПД) и для выведения на необходимые траектории еще больших масс ПН осуществляют в процессе разгона РН сброс становящихся излишними ЖРЛ или блоков ЖРД. При этом на всем активном участке траектории осуществляют превращение в стружку или в порошок верхних, уже не содержащих КРТ, частей баков, а также - если баки не являются несущими - и соответствующих несущих элементов конструкции PH. Указанные порошок или стружка сбрасывают во внешнее пространство.To remedy this circumstance (fault), but, more importantly, to achieve even greater than when the method-prototype mass coefficient values (K MAP) efficiency (MKPD) and for deducing on the required trajectory even larger mass Mo is carried out during acceleration RN reset becoming redundant LRE or LRE blocks. At the same time, over the entire active section of the trajectory, the upper parts of the tanks, which already do not contain CMT, are converted into chips or powder, and also, if the tanks are not bearing, and the corresponding supporting elements of the PH structure. The specified powder or shavings are discharged into the outer space.

Участки траектории, на которых действует - в соответствии с предложенным - разное число оставшихся (действующих) ЖРД, будем называть отдельными этапами разгона. Их количество будет, при осуществлении предложенного способа, равным двум (при одном сбросе) или более.The sections of the trajectory on which, in accordance with the proposed one, the different number of remaining (active) rocket engines, will be called separate stages of acceleration. Their number will be, when implementing the proposed method, equal to two (with one reset) or more.

Сбросы ЖРД (или групп ЖРД) осуществляют либо тогда, когда ускорение, развиваемое действующими ЖРД, превышает на каждом этапе разгона (кроме, естественно, заключительного) некоторое пороговое значение (например, равное 2-5 относительным единицам - за единицу принимается значение ускорения свободного падения), либо в предвычисленные заранее моменты времени, либо в те моменты времени, когда сразу же после сброса тяга всех оставшихся на данном (текущем) этапе разгона ЖРД будет не менее чем в 1,1 раза, но не более чем в 1,5 раза превышать (в первые мгновения после каждого сброса) массу РН (вместе с полезной нагрузкой). Значение, равное 1,1, определяется очевидной необходимостью превышения текущей тяги ЖРД значений текущей массы разгоняемой ракеты, а значение, равное 1,5, определяется необходимостью снижения перегрузок на активном участке траектории и достижения максимальных величин КМПД.LRE discharges (or LRE groups) are carried out either when the acceleration developed by the existing LRE exceeds at some stage of acceleration (except, naturally, the final) a certain threshold value (for example, equal to 2-5 relative units - the value of the acceleration of gravity is taken as a unit ), either at pre-calculated points in time, or at points in time when, immediately after dumping, the thrust of all those remaining at this (current) stage of the LRE acceleration will be no less than 1.1 times, but no more than 1.5 times exceed (in the first instant phenomena after each discharge) the mass of the LV (along with the payload). A value of 1.1 is determined by the obvious need to exceed the current thrust of the LRE of the current mass of the accelerated missile, and a value of 1.5 is determined by the need to reduce overloads on the active section of the trajectory and achieve maximum values of K MTD .

Поэтому на активном участке траектории осуществляют (в соответствии с данным техническим решением) в те моменты времени, когда либо текущее мгновенное значение перегрузки превысит некоторое, выбранное ранее, значение (например, равное 2-5 относительным единицам - за единицу принимается значение ускорения свободного падения), либо в заранее предвычисленные моменты времени, либо тогда, когда суммарная текущая (оставшаяся) масса КРТ (которая непосредственно в полете измеряется с помощью, например, датчиков уровней, интегрирующих расходомеров и иных устройств) действующей на текущем этапе разгона ступени РН станет меньше предвычисленных заранее значений, выполнение следующих операций: последовательно (при завершении каждого этапа разгона - непосредственно перед сбросом ЖРД) для жидкостных ракетных двигателей, заранее указанных (при подготовке старта) и предназначенных для сброса на разных этапах разгона, перекрывают магистрами для КРТ, ведущие к отключаемым двигателям, перекрывают магистрали со сжатым воздухом для управляющих электро-пневмоклапанов и все иные магистрали, отключают эти ракетные двигатели от всех иных коммуникаций, отсоединяют их от всех механических связей с конструкцией ракеты-носителя, а затем осуществляют их сброс (отсоединение) от ракеты-носителя, при этом на предстоящей (оставшейся) части активного участка ее траектории разгон осуществляют за счет оставшихся - в том числе и пока (в свою очередь) не сброшенных - ракетных двигателей.Therefore, in the active part of the trajectory, they are carried out (in accordance with this technical solution) at those times when either the current instantaneous value of the overload exceeds some previously selected value (for example, equal to 2-5 relative units - the value of the acceleration of gravity is taken as a unit) either at pre-calculated points in time, or when the total current (remaining) SRT mass (which is measured directly in flight using, for example, level sensors integrating a flowmeter in and other devices) the current stage of the launch stage of the launch vehicle will become less than the pre-calculated values in advance, the following operations: sequentially (at the end of each stage of the acceleration - immediately before the liquid propellant dump) for liquid-propellant rocket engines specified in advance (when preparing the launch) and intended for discharge at different stages of acceleration, they are blocked by masters for KRT, leading to shut-off engines, they are blocked by compressed air lines for controlling electro-pneumatic valves and all other lines, disconnect these rocket engines from all other communications, disconnect them from all mechanical connections with the design of the launch vehicle, and then carry out their discharge (disconnection) from the launch vehicle, while on the upcoming (remaining) part of the active section of its trajectory, acceleration is carried out by the remaining - including so far (in turn) not reset - rocket engines.

Для вычисления характеристических скоростей - как промежуточных (для каждого этапа разгона), так и итоговой - необходимо использовать формулу (12), приведенную (выведенную) в описании к указанному способу-прототипу:To calculate the characteristic speeds - both intermediate (for each stage of acceleration), and the final one - it is necessary to use the formula (12), given (deduced) in the description of the specified prototype method:

Figure 00000005
Figure 00000005

где VX - характеристическая скорость;where V X is the characteristic speed;

V0 - начальная скорость предыдущей ступени РН или скорость, достигнутая на предыдущем этапе разгона действующей на текущем этапе разгона ступени;V 0 is the initial speed of the previous stage of the launch vehicle or the speed achieved at the previous stage of acceleration of the stage that is active at the current stage of acceleration;

u - скорость истечения продуктов сгорания КРТ;u is the rate of expiration of the combustion products of the SRT;

k - указанный выше коэффициент пропорциональности;k is the proportionality coefficient indicated above;

M0 - общая стартовая масса ракеты-носителя;M 0 is the total launch mass of the launch vehicle;

МПН - масса полезной нагрузки;M PN - payload mass;

МРД - масса всех ракетных двигателей данной ступени; RD M - mass of all this stage rocket engine;

МК.ОСТ - масса остаточной части конструкции ступени, т.е. тех ее частей, которые не удаляют при осуществлении предложенного способа (днищ баков с КРТ, локальных систем управления и т.п., но без учета массы всех ЖРД);M K. OST is the mass of the residual part of the stage structure, i.e. those parts that are not removed during the implementation of the proposed method (tank bottoms with SRT, local control systems, etc., but without taking into account the mass of all rocket engines);

МОСТ - остаточная масса ракеты-носителя после окончания действия данной ступени (при этом для многоступенчатых ракет-носителей в состав полезной нагрузки (МПН) включают и массу всех выше расположенных ступеней); МОСТ=МПН+МРД+МК.ОСТ;M OST - the residual mass of the launch vehicle after the end of the stage (in this case, for multi-stage launch vehicles, the payload (M PN ) also includes the mass of all the stages located above); M OST = M PN + M RD + M K. OST ;

МТН - общая начальная (стартовая) масса всех КРТ, заправленных в данную (действующую на данном активном участке траектории) ступень ракеты-носителя.M TN - the total initial (starting) mass of all SRTs charged to this (operating on this active section of the trajectory) stage of the launch vehicle.

При осуществлении предложенного способа при старте РН с поверхности Земли, естественно, необходимо выполнение условия превышения в первоначальный момент (т.е. сразу после сброса одного, ставшего излишним ЖРД, или сразу нескольких таких ЖРД) на каждом этапе разгона не менее чем 1,1 раза (но, очевидно, не более чем в 1,5 раза) отношения тяги, развиваемой всеми оставшимися на каждом начальном данном (промежуточном) этапе активного участка траектории ракетными двигателями к первоначальной (т.е. в первую секунду каждого этапа) - на этом же этапе разгона - общей массе РН.When implementing the proposed method when launching the launch vehicle from the Earth’s surface, it is naturally necessary to fulfill the exceeding condition at the initial moment (i.e., immediately after the discharge of one, which became unnecessary LRE, or several such LRE at once) at each stage of acceleration of not less than 1.1 times (but, obviously, no more than 1.5 times) of the thrust ratio developed by all rocket engines remaining at each initial given (intermediate) stage of the active section of the trajectory to the initial (i.e., in the first second of each stage) - at this same stage na - total weight of RN.

У лучшей, созданной до сих пор, РН-РН «Энергия» КМПД был равен 0,043. Поэтому приведенные ниже примеры осуществления способа основаны на конструктивных данных, достигнутых создателями этой РН, а именно ее блока Ц в варианте «Вулкан» (см. книгу «Триумф и трагедия «Энергии»», автор - ее главный конструктор Б.И. Губанов, том 3, глава «Перспективный ряд ракет-носителей», раздел, посвященный ракете «Вулкан»; страница не указывается, так как был использован электронно-цифровой вариант книги, свободно распространяемый в Сети), где приведены его конструктивно-массовые характеристики.The best, created so far, RN-RN "Energy" K MTD was equal to 0.043. Therefore, the following examples of the method are based on the design data achieved by the creators of this launch vehicle, namely its block C in the “Volcano” variant (see the book “Triumph and the tragedy of“ Energy ”, the author is its chief designer B. I. Gubanov, Volume 3, the chapter “Prospective Range of Launchers,” section on the Vulcan rocket; the page is not indicated, since an electronic-digital version of the book, freely distributed on the Web, was used, where its structural-mass characteristics are given.

Пример 1. Для осуществления предложенного способа используют только лишь модернизированный (как указано ниже) блок Ц (то есть - без 8 боковых блоков А) в варианте «Вулкан» советской РН «Энергия», который имеет следующие (исходные) конструктивно-массовые характеристики:Example 1. To implement the proposed method, only a modernized (as indicated below) block C is used (that is, without 8 side blocks A) in the “Volcano” version of the Soviet Energia launch vehicle, which has the following (initial) structural mass characteristics:

стартовая масса указанного (разработанного в 80-х годах прошлого века, то есть с 4 базовыми ЖРД РД-0120) блока Ц - 934 тонны; масса конструкции - 89,7 тонн; рабочий запас топлива - 832 тонны (713 тонн жидкого кислорода и 119 тонн жидкого водорода); для обеспечения возможности старта по предлагаемому способу число усовершенствованных ЖРД РД-0120 увеличено (как и в прототипе) на 4 единицы, что приводит к увеличению массы блока Ц на 14 тонн.the starting mass of the indicated block (developed in the 80s of the last century, that is, with 4 basic RD-0120 liquid propellant rocket engines) - 934 tons; structural mass - 89.7 tons; working fuel supply - 832 tons (713 tons of liquid oxygen and 119 tons of liquid hydrogen); to ensure the possibility of launching according to the proposed method, the number of improved RD-0120 LPRE is increased (as in the prototype) by 4 units, which leads to an increase in the mass of block C by 14 tons.

Усовершенствованный РД-0120 (см. статью «О маршевом кислородно-водородном двигателе РД-0120» на www.buran.ru/htm/11-3.htm) имеет следующие характеристики: тяга у земли - 224 тонны; тяга в вакууме - 230 тонн; удельный импульс у земли - 443 с; удельный импульс в вакууме - 460,5 с; масса одного ЖРД - 3,5 тонны.The improved RD-0120 (see the article "On the marching oxygen-hydrogen engine RD-0120" at www.buran.ru/htm/11-3.htm) has the following characteristics: thrust at the ground - 224 tons; traction in vacuum - 230 tons; specific impulse near the earth - 443 s; specific impulse in vacuum - 460.5 s; the mass of one rocket engine is 3.5 tons.

Итак, в соответствии с заявленным, примем:So, in accordance with the stated, we accept:

k=0,1 (это заведомо (и легко) достижимая его величина);k = 0.1 (this is a known (and easy) achievable value);

число ЖРД при старте - 8 штук;the number of rocket engines at launch - 8 pieces;

МК.ОСТ=12 тонн;M K. OST = 12 tons;

масса заправленного КРТ блока (без учета массы полезной нагрузки) - 955,2 тонны;the weight of the charged SRT block (excluding the payload mass) - 955.2 tons;

разгон на активном участке траектории 2-хэтапный (с одним групповым сбросом ЖРД): на 1-м этапе работают все 8 ЖРД, а на 2-м (после сброса) - только 3;acceleration in the active part of the trajectory is 2-stage (with one group LRE discharge): at the 1st stage, all 8 LREs operate, and at the 2nd (after reset) only 3;

указанный сброс 5 ЖРД производится при израсходовании половины (416 тонн) стартового запаса КРТ.the indicated discharge of 5 rocket engines is carried out when half (416 tons) of the SRT starting stock is used up.

Для конкретной (числовой) оценки потенциальных возможностей, которые могут быть осуществлены при применении заявленного способа, примем, что характеристическая скорость (VX), необходимая для выведения полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту, равна 9353 метрам в секунду (аэродинамические и гравитационные потери приводят к необходимости увеличения характеристической скорости РН на 1353 м/сек).For a specific (numerical) assessment of the potential capabilities that can be realized by applying the inventive method, we assume that the characteristic speed (V X ) required to bring the payload to low Earth orbit is 9353 meters per second (aerodynamic and gravitational losses lead to the need to increase the characteristic velocity of the launch vehicle by 1353 m / s).

В соответствии с предложенным в данной заявке способом, используя приведенную выше формулу для VX, вычисляем массу выводимой на низкую околоземную орбиту полезной нагрузки (МПН). Она в данном случае равна 78,183 тоннам (КМПД=0,0756).In accordance with the method proposed in this application, using the above formula for V X , we calculate the mass of the payload brought to low Earth orbit (M PN ). It in this case is equal to 78.183 tons (K MTD = 0.0756).

Для сравнения: МПН, выводимая на такую же орбиту при применении способа-прототипа (в соответствии с изобретением РФ №2561154), равна 57,745 тоннам (КМПД=0,057). У РН «Энергия» КМПД=0,043.For comparison: M PN , placed in the same orbit when applying the prototype method (in accordance with the invention of the Russian Federation No. 2561154), is 57.745 tons (K MTD = 0.057). At RN "Energy" K MTD = 0,043.

Пример 2. Параметры РН те же, что в Примере 1 (масса заправленного КРТ блока (без учета массы полезной нагрузки) 955,2 тонны), но разгон (в соответствии с предложенным) осуществляют семиэтапным (производят 6 сбросов излишних ЖРД):Example 2. The parameters of the launch vehicle are the same as in Example 1 (the mass of the charged CMT unit (excluding the payload mass) is 955.2 tons), but the acceleration (as proposed) is carried out in seven stages (produce 6 dumps of excessive rocket engines):

при оставшейся в баках массе (МТ.ОСТ) КРТ, равной 624 тоннам, производят сброс сразу двух ЖРД;with the mass remaining in the tanks (M T. OST ) of the SRT equal to 624 tons, two rocket engines are discharged at once;

при МТ.ОСТ, равной 520, 416, 312, 208 и 104 тоннам, осуществляют сбросы по одному ЖРД.when M T. OST equal to 520, 416, 312, 208 and 104 tons, carry out discharges for one rocket engine.

В этом случае масса выводимой на низкую околоземную орбиту полезной нагрузки (МПН) равна 83,07 тоннам (КМПД=0,08).In this case, the mass of the payload brought to a low Earth orbit (M PN ) is 83.07 tons (K MTD = 0.08).

Пример 3. Кислородно-водородная РН, конструктивно подобная блоку Ц РН «Энергия», содержит в баках 2470 тонн КРТ и имеет следующие конструктивные параметры:Example 3. Oxygen-hydrogen PH, structurally similar to the block Ts PH LV "Energy", contains 2470 tons of SRT in the tanks and has the following structural parameters:

k=0,1;k = 0.1;

число усовершенствованных ЖРД РД-0120 при старте - 20 штук;the number of advanced rocket engines RD-0120 at launch - 20 pieces;

МК.ОСТ = 23 тонны;M K. OST = 23 tons;

масса заправленного КРТ блока (без учета массы полезной нагрузки) - 2810 тонн;the mass of the filled SRT block (excluding the payload mass) - 2810 tons;

разгон на активном участке траектории 2-этапный (с одним групповым сбросом ЖРД): на 1-м этапе работают все 20 ЖРД, а на 2-м (после сброса) - только 7;acceleration in the active part of the trajectory is 2-stage (with one group LRE discharge): at the 1st stage, all 20 LREs operate, and at the 2nd (after reset) only 7;

указанный сброс производят при израсходовании 1383,2 тонн из стартового запаса КРТ.the specified discharge is made when 1383.2 tons are consumed from the starting stock of SRT.

В этом случае масса выводимой на низкую околоземную орбиту полезной нагрузки (МПН) равна 249,984 тоннам (КМПД=0,08169).In this case, the mass of the payload brought to a low Earth orbit (M PN ) is 249.984 tons (K MTD = 0.08169).

Пример 4. Кислородно-водородная РН имеет те же конструктивные и массовые характеристики, что и в Примере 3, но разгон, в соответствии с заявленным, осуществляют в 8 этапов (то есть, с семью сбросами излишних ЖРД):Example 4. Oxygen-hydrogen rocket has the same structural and mass characteristics as in Example 3, but the acceleration, in accordance with the stated, is carried out in 8 stages (that is, with seven discharges of excessive rocket engines):

от момента старта до момента, когда в баках остается 2134 тонн КРТ включают в действие все 20 ЖРД, после чего осуществляют сброс 4-х ЖРД; при уменьшении массы КРТ до 1798 тонн производя сброс еще 3-х ЖРД; при уменьшении массы КРТ до 1462 тонн производя сброс еще 2-х ЖРД; при уменьшении массы КРТ до 1126 тонн производя сброс еще 2-х ЖРД; при уменьшении массы КРТ до 790 тонн производя сброс еще 3-х ЖРД; при уменьшении массы КРТ до 454 тонн производя сброс еще 2-х ЖРД; при уменьшении массы КРТ до 118 тонн производя сброс еще 2-х ЖРД (оставляют в итоге на заключительном участке разгона 2 ЖРД).from the moment of launch to the moment when 2134 tons of SRT remain in the tanks, all 20 LRE are activated, after which they discharge 4 LRE; while reducing the mass of the SRT to 1798 tons, discharging another 3 rocket engines; while reducing the mass of the SRT to 1462 tons, discharging another 2 LRE; when reducing the mass of the SRT to 1126 tons, discharging another 2 LRE; while reducing the mass of the SRT to 790 tons, discharging another 3 LRE; while reducing the mass of the SRT to 454 tons, discharging another 2 LRE; while reducing the mass of the SRT to 118 tons, discharging another 2 LREs (leave as a result at the final stage of the acceleration of 2 LRE).

В этом случае масса выводимой на низкую околоземную орбиту полезной нагрузки (МПН) равна 263,0747 тоннам (КМПД=0,0856).In this case, the mass of the payload brought to a low Earth orbit (M PN ) is 263.0747 tons (K MTD = 0.0856).

Пример 5. Сбрасываемые, ставшие излишними, ЖРД снабжают устройствами, позволяющими обеспечивать их мягкое приземление (например, с использованием парашютов). После этого их проверяют, а затем - если результаты проверки положительны - устанавливают их на новые РН для повторного применения.Example 5. Dismantled, which became redundant, liquid propellant rocket engines are equipped with devices to ensure their soft landing (for example, using parachutes). After that, they are checked, and then - if the test results are positive - they are installed on new LVs for reuse.

При очевидных усовершенствованиях предложенный способ при массе топлива, равной 2470 тоннам (как в примерах 3 и 4), позволяет, по оценкам автора (основанным на соответствующих расчетах), обеспечить выведение на низкие околоземные орбиты полезных нагрузок с массой в 300-315 тонн (с КМПД, достигающим примерно 0,095-0,1).With obvious improvements, the proposed method with a fuel mass of 2470 tons (as in examples 3 and 4) allows, according to the author (based on appropriate calculations), to provide payloads with a mass of 300-315 tons (s) to low Earth orbits To MTD , reaching approximately 0.095-0.1).

Следует особо отметить, что предложенный способ позволяет создавать одноступенчатые ракеты-носители, выводящие полезные нагрузки сразу на низкие околоземные орбиты, причем со значительными массами.It should be especially noted that the proposed method allows the creation of single-stage launch vehicles that launch payloads immediately to low Earth orbits, with significant masses.

Как указано выше, прирост массы ПН - при неизменной стартовой массе КРТ - определяется двумя причинами:As indicated above, the increase in the mass of the PN — with a constant starting mass of the SRT — is determined by two reasons:

1) сбросом на активном участке траектории становящихся излишними ЖРД;1) dumping on the active section of the trajectory becoming redundant rocket engine;

2) уменьшением излишне высоких перегрузок.2) reduction of unnecessarily high overloads.

Но характерной (и впечатляющей) особенностью предложенного способа является еще то, что при оптимальных параметрах удаления ЖРД (и при k=const) отношение прироста (по сравнению со способом-прототипом) массы выводимой полезной нагрузки (ΔМПН) к общей массе (ΔМРД) сбрасываемых ракетных двигателей (ставших излишними на активном участке траектории) превышает единицу. Назвав это отношение коэффициентом сверхсуммарного прироста kП:But the characteristic (and impressive) feature of the proposed method is also the fact that the optimum parameters removal expander (and k = const) the ratio of growth (compared to the prototype method) mass output payload (ΔM Mo) to the total weight (ΔM RD ) of discharged rocket engines (which became redundant in the active part of the trajectory) exceeds unity. Calling this ratio the coefficient of total growth k P :

Figure 00000006
Figure 00000006

вычислим его значения для Примера 1: kП=(78,183-57,745)/(5××3,5)=1,16789.we calculate its values for Example 1: k P = (78,183-57,745) / (5 × 3,5 3,5) = 1,16789.

Следует также еще раз отметить, что предложенный способ позволяет существенно снизить перегрузки, действующие на активном участке траектории на все элементы конструкции и РН, и ее полезной нагрузки (ПН), что позволяет уменьшить массы всех их силовых элементов и различных устройств (в том числе и в полезной нагрузке).It should also be noted once again that the proposed method can significantly reduce the overloads acting on the active section of the trajectory for all structural elements and LV, and its payload (PN), which allows to reduce the masses of all their power elements and various devices (including in the payload).

В связи с этим необходимо ввести понятие коэффициента КПГ - коэффициента выведения (например, на низкую околоземную орбиту) полезного груза, равного отношению массы (МПГ) именно (и только) всех полезных элементов в ПН (т.е. массе ПН минус уменьшению суммарной массы (обусловленному уменьшением перегрузок) всех ее силовых элементов и конструкций, в том числе и корпусов, держателей, фиксаторов, оболочек и т.п. всех расположенных в ПН приборов и агрегатов) к стартовой массе РН:In this regard, it is necessary to introduce the concept of the GHG coefficient K - the coefficient of launch (for example, to low Earth orbit) of a payload equal to the mass ratio (M GH ) of exactly (and only) all useful elements in the payload (i.e., the payload weight minus the decrease the total mass (due to the reduction of overloads) of all its power elements and structures, including the housings, holders, clamps, shells, etc. of all devices and assemblies located in the load cell) to the launch mass of the launch vehicle:

КПГ=МПГ/М0.K PG = M PG / M 0 .

Снижение перегрузок означает, что и несущие силовые элементы РН, и элементы силовой конструкции корпуса для полезного груза и всех иных силовых элементов для закрепления полезного груза будут иметь существенно меньшие массы. И за счет этого масса собственно полезного груза может быть соответственно увеличена.Reducing overloads means that both the load-bearing power elements of the launch vehicle and the elements of the power structure of the hull for the payload and all other power elements for securing the payload will have significantly lower masses. And due to this, the mass of the actual payload can be correspondingly increased.

Грубая оценка позволяет сделать вывод о том, что, по сравнению со способом-прототипом, осуществление предложенного способа позволяет дополнительно (то есть сверхсуммарно к тому, что достигается за счет реализации только лишь первого (непосредственного) следствия предложенного в данной заявке способа) увеличить еще на 3-7 процентов массу выводимого именно полезного груза МПГ.A rough assessment allows us to conclude that, in comparison with the prototype method, the implementation of the proposed method allows additional (that is, ultimately total to what is achieved through the implementation of only the first (direct) consequence of the method proposed in this application) increase by another 3-7 percent is the mass of the payload exactly M GHG .

В связи с вышеуказанным целесообразно ввести (помимо коэффициента kП) еще один дополнительный коэффициент - коэффициент (kПРГ), равный отношению прироста массы только собственно полезного груза ΔМПГ (по сравнению со способом-прототипом) в составе общей массы полезной нагрузки (включающей еще и массу силовой конструкции для всей выводимой полезной нагрузки) к массе сбрасываемых ЖРД (ΔМРД):In connection with the above, it is advisable to introduce (in addition to the coefficient k П ) another coefficient - coefficient (k PRG ), equal to the ratio of the increase in mass of only the payload proper ΔМ ПГ (compared with the prototype method) as part of the total payload mass (including and the mass of the power structure for the entire output payload) to the mass of the discharged rocket engine (ΔM RD ):

Figure 00000007
Figure 00000007

Его конкретные значения будут характеризовать (в большей мере, чем значения коэффициента kП) степень совершенства конструкции РН.Its specific values will characterize (to a greater extent than the values of the coefficient k P ) the degree of perfection of the design of the LV.

Предложенный способ позволяет по сравнению с прототипом дополнительно существенно (по самым грубым оценкам, примерно в 1,1-1,2 раза) уменьшить стоимость космических запусков и, следовательно, снизить удельную стоимость выведения в космос одного килограмма полезного груза.The proposed method allows, in comparison with the prototype, to additionally significantly (by the most rough estimates, approximately 1.1-1.2 times) reduce the cost of space launches and, therefore, reduce the unit cost of putting one kilogram of payload into space.

При этом сбрасываемые ракетные двигатели (или блоки ракетных двигателей) могут быть выполнены спасаемыми, что позволит использовать их (при наличии у них необходимого гарантийного ресурса работы) многократно. Указанное обстоятельство позволяет в еще большей мере снизить удельную стоимость выведения в космос одного килограмма полезного груза.In this case, the discharged rocket engines (or rocket engine blocks) can be made salvaged, which will allow them to be used (if they have the necessary warranty service life) repeatedly. This circumstance makes it possible to further reduce the unit cost of putting one kilogram of payload into space.

Применение предложенного способа позволяет уменьшить перегрузки на активном участке траектории, причем не только по сравнению со способом-прототипом, но также и со стандартным способом разгона РН (т.е. без применения способа-прототипа). В связи с этим способ, предложенный в данном документе (т.е. сброс становящихся излишними ЖРД), предлагается использовать и на обычных РН, что приведет к увеличению их технических характеристик и возможностей, а при обеспечении мягких приземлений сбрасываемых ЖРД и повторных их использованиях - к уменьшению стоимости РН.The application of the proposed method allows to reduce the overload on the active part of the trajectory, not only in comparison with the prototype method, but also with the standard method of accelerating the launch vehicle (i.e., without using the prototype method). In this regard, the method proposed in this document (i.e., dumping the becoming redundant liquid propellant rocket engines) is proposed to be used on conventional LVs, which will lead to an increase in their technical characteristics and capabilities, and while ensuring soft landings of the dumped liquid propellant rockets and their repeated use - to reduce the cost of the launch vehicle.

Claims (2)

1. Способ осуществления разгона ракеты-носителя на активном участке ее траектории, заключающийся в том, что его осуществляют путем продуцирования реактивных сил от действия ракетных двигателей во время всего того промежутка времени, когда осуществляют этот разгон, и при этом производят постоянное удаление становящихся излишними, избыточными и ненужными для осуществления дальнейшего полета частей баков для компонентов ракетного топлива - в особенности их верхних, уже не несущих компонентов, частей - и излишних частей несущих элементов конструкции ракеты-носителя и сбрасывают их, например, в виде стружки или порошка во внешнее пространство, отличающийся тем, что в процессе разгона осуществляют последовательное выключение ракетных двигателей, становящихся - по мере уменьшения текущей массы конструкции ракеты-носителя - излишними и избыточными (продуцирующими избыточно высокую тягу и приводящими к излишне высоким перегрузкам), перекрывают ведущие к ним трубопроводы с компонентами ракетного топлива, перекрывают магистрали со сжатым воздухом для управляющих электро-пневмоклапанов и все иные магистрали, отключают эти ракетные двигатели от всех иных коммуникаций, отсоединяют их от всех механических связей с конструкцией ракеты-носителя, а затем осуществляют их сброс (отсоединение) от ракеты-носителя, при этом на предстоящей (оставшейся) части активного участка ее траектории разгон осуществляют за счет оставшихся - в том числе и пока, в свою очередь, не сброшенных - ракетных двигателей.1. The method of accelerating a booster rocket on an active portion of its trajectory, which consists in the fact that it is carried out by producing reactive forces from the action of rocket engines during the entire period of time when this acceleration is carried out, and at the same time permanent removal becomes superfluous, redundant and unnecessary for the further flight of the parts of the tanks for the components of rocket fuel - especially their upper, no longer bearing components, parts - and excess parts of the supporting elements to instructions of the launch vehicle and dump them, for example, in the form of shavings or powder into the outer space, characterized in that during the acceleration process, the rocket engines are switched off sequentially, becoming - as the current mass of the launch vehicle structure decreases - excessive and redundant (producing excessively high traction and leading to unnecessarily high overloads), they block the pipelines leading to them with rocket fuel components, they block the compressed air lines for controlling electric oklapanov and all other highways, disconnect these rocket engines from all other communications, disconnect them from all mechanical connections with the design of the launch vehicle, and then discharge (disconnect) them from the launch vehicle, while on the upcoming (remaining) part of the active section its trajectory acceleration is carried out due to the remaining - including so far, in turn, not yet reset - rocket engines. 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что сбрасываемые ракетные двигатели выполняют спасаемыми.2. The method according to p. 1, characterized in that the discharged rocket engines perform salvage.
RU2015154295A 2015-12-17 2015-12-17 Method of implementation of running of booster rocket RU2628836C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015154295A RU2628836C2 (en) 2015-12-17 2015-12-17 Method of implementation of running of booster rocket

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015154295A RU2628836C2 (en) 2015-12-17 2015-12-17 Method of implementation of running of booster rocket

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015154295A RU2015154295A (en) 2017-06-22
RU2628836C2 true RU2628836C2 (en) 2017-08-22

Family

ID=59240489

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015154295A RU2628836C2 (en) 2015-12-17 2015-12-17 Method of implementation of running of booster rocket

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2628836C2 (en)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114357621B (en) * 2022-01-04 2024-06-11 北京机电工程研究所 Method and system for calculating branch counter-force load in unfolding process of movable part of aircraft

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3082666A (en) * 1959-02-06 1963-03-26 Acf Ind Inc Method and apparatus for propulsion
US5199671A (en) * 1975-01-27 1993-04-06 Marwick Edward F Extraterrestrial transportation apparatus and methods
RU2385275C1 (en) * 2009-02-20 2010-03-27 Александр Олегович Майборода Method for transfer of working fluid for engines of spacecrafts and system of its implementation
RU2561154C2 (en) * 2014-06-11 2015-08-27 Александр Тимофеевич Корабельников Method of carrying out acceleration of carrier-rockets

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3082666A (en) * 1959-02-06 1963-03-26 Acf Ind Inc Method and apparatus for propulsion
US5199671A (en) * 1975-01-27 1993-04-06 Marwick Edward F Extraterrestrial transportation apparatus and methods
RU2385275C1 (en) * 2009-02-20 2010-03-27 Александр Олегович Майборода Method for transfer of working fluid for engines of spacecrafts and system of its implementation
RU2561154C2 (en) * 2014-06-11 2015-08-27 Александр Тимофеевич Корабельников Method of carrying out acceleration of carrier-rockets

Also Published As

Publication number Publication date
RU2015154295A (en) 2017-06-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Hodge et al. Gelled propellants for tactical missile applications
RU2161108C1 (en) Method for orbit injection of payload by multifunctional launch vehicle of combination arrangement with cruise liquid- propellant rocket engine installations (lrei), multifunctional launch vehicle with cruise lpei and method for its development
CN109573103A (en) A kind of remaining carrying capacity appraisal procedure declined under fault condition suitable for thrust
WO2018236938A1 (en) Systems and techniques for launching a payload
Palaszewski et al. Launch vehicle performance using metallized propellants
WO1990003918A1 (en) Overlapping stage burn for multistage launch vehicles
WO2020023944A1 (en) Systems and techniques for launching a payload
Bogdanoff Ram accelerator direct space launch system-New concepts
RU2628836C2 (en) Method of implementation of running of booster rocket
Shotwell et al. Drivers, developments and options under consideration for a Mars ascent vehicle
US5172875A (en) Space launcher and method for launching objects into space
US3295790A (en) Recoverable single stage spacecraft booster
RU2561154C2 (en) Method of carrying out acceleration of carrier-rockets
WO2014022836A2 (en) Universal elliptical-sliced solid grain geometry and coupled grill-feedthrough featured assembly for solid rocket motor and coaxial hybrid rocket design
US6932302B2 (en) Reusable launch system
RU2532321C2 (en) Light-class single-stage carrier rocket
RU2595092C1 (en) Method for payload orbital injection by carrier rocket
Schneider et al. Some aspects concerning the design of multistage earth orbit launchers using electromagnetic acceleration
RU2238226C2 (en) Multi-stage module-type launch vehicle
Wilson et al. MESSENGER Propulsion System: Strategies for Orbit-Phase Propellant Extraction at Low Fill-Fractions
Ojakangas et al. Solid-rocket-motor contribution to large-particle orbital debris population
RU2580345C2 (en) Method of using carrier rocket on active section of trajectory thereof
RU2693091C2 (en) Multi-stage missile and method of separating used parts
Boury et al. Solid rocket motors technologies for Ariane 6
RU176695U1 (en) Two-stage rocket