RU2692207C1 - Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей ракет-носителей - Google Patents
Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей ракет-носителей Download PDFInfo
- Publication number
- RU2692207C1 RU2692207C1 RU2018129487A RU2018129487A RU2692207C1 RU 2692207 C1 RU2692207 C1 RU 2692207C1 RU 2018129487 A RU2018129487 A RU 2018129487A RU 2018129487 A RU2018129487 A RU 2018129487A RU 2692207 C1 RU2692207 C1 RU 2692207C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion
- composition
- aggregate
- pyrotechnic composition
- gases
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 12
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 title claims description 9
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 43
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 33
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 22
- 229920001059 synthetic polymer Polymers 0.000 claims abstract description 10
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims abstract description 9
- 239000000945 filler Substances 0.000 claims abstract description 9
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 8
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 claims abstract description 5
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims abstract description 4
- GDDNTTHUKVNJRA-UHFFFAOYSA-N 3-bromo-3,3-difluoroprop-1-ene Chemical compound FC(F)(Br)C=C GDDNTTHUKVNJRA-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 3
- UQSXHKLRYXJYBZ-UHFFFAOYSA-N Iron oxide Chemical compound [Fe]=O UQSXHKLRYXJYBZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract 4
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 11
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 11
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims description 9
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims description 9
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- 239000004918 carbon fiber reinforced polymer Substances 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 abstract 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 abstract 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 abstract 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 abstract 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 abstract 1
- 239000005022 packaging material Substances 0.000 description 15
- VLTRZXGMWDSKGL-UHFFFAOYSA-M perchlorate Chemical compound [O-]Cl(=O)(=O)=O VLTRZXGMWDSKGL-UHFFFAOYSA-M 0.000 description 8
- 241000264877 Hippospongia communis Species 0.000 description 5
- 239000004676 acrylonitrile butadiene styrene Substances 0.000 description 5
- XECAHXYUAAWDEL-UHFFFAOYSA-N acrylonitrile butadiene styrene Chemical compound C=CC=C.C=CC#N.C=CC1=CC=CC=C1 XECAHXYUAAWDEL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 229920000122 acrylonitrile butadiene styrene Polymers 0.000 description 4
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 4
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 4
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 3
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 3
- 239000011777 magnesium Substances 0.000 description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 3
- 241000256602 Isoptera Species 0.000 description 2
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 description 2
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 2
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 2
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 2
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 2
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N Magnesium Chemical compound [Mg] FYYHWMGAXLPEAU-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 239000003818 cinder Substances 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 1
- -1 for example Substances 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- JEIPFZHSYJVQDO-UHFFFAOYSA-N iron(III) oxide Inorganic materials O=[Fe]O[Fe]=O JEIPFZHSYJVQDO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052749 magnesium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000155 melt Substances 0.000 description 1
- TVMXDCGIABBOFY-UHFFFAOYSA-N octane Chemical compound CCCCCCCC TVMXDCGIABBOFY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 1
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 description 1
- 229920000747 poly(lactic acid) Polymers 0.000 description 1
- 239000012255 powdered metal Substances 0.000 description 1
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 1
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 description 1
- 238000000638 solvent extraction Methods 0.000 description 1
- 238000010792 warming Methods 0.000 description 1
- 239000003643 water by type Substances 0.000 description 1
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 1
Images
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
- B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Critical Care (AREA)
- Emergency Medicine (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Air Bags (AREA)
Abstract
Изобретение относится к конструкции и эксплуатации ракет-носителей (РН) и их отделяемых частей (ОЧ): отработавших ступеней, переходных отсеков, створок головных обтекателей и т.п. Способ включает этап предполетной подготовки РН, на котором рассчитывают параметры движения ОЧ, определяя участки траектории спуска для воздействия на ОЧ. В ОЧ, выполненной из углепластика, размещают пиротехнический состав, дающий при его сжигании нагрев ОЧ до температуры горения ОЧ в набегающем потоке воздуха. На расчетной высоте задействуют данный состав, воспламеняя зажигающий состав, которым поджигают ОЧ. В качестве заполнителя конструкции ОЧ используют самогорящую смесь энергоемкого компонента с синтетическим полимером, дающую максимальную передачу теплоты к ОЧ. Газы, выделяющиеся при горении, направляют в полые каналы заполнителя (выполненного в виде гофрированной или стержневой конструкции). В качестве энергоемкого компонента используют окислитель (напр., перхлорат аммония), а в пиротехническом составе – напр., смесь порошков алюминия с оксидом железа. Технический результат направлен на достижение полноты сжигания ОЧ в атмосфере и исключение проблемы отчуждаемых районов падения ОЧ. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.
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, межступенные отсеки, створки головных обтекателей.
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.
Известен «Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя» (патент РФ №2464526 МПК F42B 15/36), 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.
Прототипом предлагаемого технического решения является "Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракеты-носителя" (патент РФ №2626797 МПК: F42B 15/00, B64G 1/64) по которому минимизация зон отчуждения для ОЧ, например, створок головных обтекателей, переходных отсеков РН, заключается в том, что на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на землю и по результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для воздействия на ОЧ, формирование сигнала в процессе автономного полета ОЧ и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ, на ОЧ размещают пиротехнический состав (ПС), обеспечивающий при его сжигании, нагрев ОЧ до температуры, при которой происходит горение ОЧ в набегающем потоке атмосферного воздуха, по достижению высоты 25-30 км осуществляют зажигание ОЧ, например, с использованием зажигающего состава, сигнал на задействование зажигающего состава формируются от момента отделения ОЧ от РН, при формировании сигнала на задействование ПС учитывается задержка на воспламенение зажигающего состава и сгорание ПС, размещение ПС по поверхности ОЧ осуществляют с учетом температуры поверхности ОЧ на начало задействования ПС, размещение зажигательного состава осуществляют в нескольких местах, исходя из повышения вероятности зажигания, минимизации времени сгорания ПС и ОЧ, в качестве ПС используется составы, например, смеси порошкообразных металлов, например, магния, алюминия, титана или их сплавов (например, смесь порошков алюминия и титана), в качестве зажигательного состава используются составы, например, Fe2O3+Mg (69:31), BaO2+Mg (78:22).
При применении этого способа к сжиганию ОЧ типа современных головных обтекателей (ГО), представляющих собой конструкции из полимерных композиционных материалов типа углепластика и алюминиевого сотового заполнителя между ними, возникает ряд проблем:
- при сгорании ПС, размещенного в конструкции ГО, алюминиевый сотовый заполнитель расплавляется и не вступает в дальнейшую реакцию с кислородом набегающего потока;
- теплоты, получаемой от сгорания массы ПС, размещенной внутри конструкции ГО, недостаточно для нагрева углепластика до температуры горения в набегающем потоке воздуха, в том числе и из-за низкой теплопроводности расслаиваемого при нагреве углепластика, уноса теплоты набегающим потоком воздуха.
Технический результат предлагаемого решения позволит кардинально решить проблему районов падения ГО путем его сжигания на атмосферном участке траектории спуска.
Указанный технический результат достигается за счет того, что в известный способ минимизация зон отчуждения для ОЧ, например, створок головного обтекателя, переходных отсеков РН, заключающийся в том, что на этапе предполетной подготовки РН производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на землю и по результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для воздействия на ОЧ, формирование сигнала в процессе автономного полета ОЧ и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ, в ОЧ размещают пиротехнический состав (ПС), обеспечивающий при его сжигании нагрев ОЧ до температуры, при которой происходит горение ОЧ в набегающем потоке атмосферного воздуха, по достижению расчетной высоты осуществляют зажигание ОЧ, например, с использованием зажигающего состава, сигнал на задействование зажигающего состава формируется от момента отделения ОЧ от РН, при формировании сигнала на задействование ПС учитывается задержка на воспламенение зажигающего состава и сгорание ПС, размещение зажигательного состава осуществляют в нескольких местах, исходя из повышения вероятности зажигания, минимизации времени сгорания ПС и ОЧ,
добавляют следующие действия:
а) в качестве материала заполнителя конструкции ГО используют самогорящий энергетический материал, представляющий смесь энергоемкого компонента (ЭК) с синтетическим полимером (СП);
б) состав и соотношения ЭК, СП выбирают из условия максимальной передачи теплоты, выделяющейся при сгорании заполнителя, к элементу конструкции ГО, выполненного из углепластика;
в) движение газов, выделяющихся при сжигании заполнителя, направляют в полые каналы конструкции заполнителя, а выход газов из конструкции ОЧ осуществляют из условия сохранения максимального прогрева углепластика и целостности конструкции ОЧ на интервале времени сжигания заполнителя;
г) конструкцию заполнителя изготавливают в виде, например, гофры, стержневых конструкций, обеспечивающих заданную прочность и площадь полых каналов для прохода газов.
В состав предлагаемого способа введено обозначение «Энергетический материал» которое расширяет определение «пиротехнический состав», используемое в прототипе, предполагает включение, например, смесевых твердых ракетных топлив.
Реализация способа
Действия способа поясняется приведенным чертежами:
- на фиг. 1 приведена традиционная конструкции элемента трехслойного головного обтекателя с алюминиевым сотовым заполнителем (патент РФ №2581636 F42B 10/46, B64G 1/64), где 1 - алюминиевый сотовый заполнитель, 2, 3 - углепластиковые пластины (УП);
- на фиг. 2, 3 приведены конструкции элемента трехслойного головного обтекателя с вариантами исполнения конструкций заполнителя в виде стержневой конструкции (фиг. 2) и в виде гофры (фиг. 3);
- на фиг. 4 приведена схема движения продуктов сгорания заполнителя, внутри конструкции элемента трехслойного головного обтекателя на примере стержневой конструкции заполнителя, где 4 - направление движения продуктов сгорания.
Обоснование действий способа
а) в качестве материала заполнителя конструкции ГО используют самогорящий энергетический материал, представляющий смесь энергоемкого компонента с синтетическим полимером.
В качестве синтетического полимера (СП) могут быть использованы такие составы как акрилонитрилбутадиенстирол (АБС), полилактид и т.д.;
В состав энергоемкого компонента, могут входить различные смеси, например: ПС, перхлорат аммония (ПХА) и другие составы из смесевых твердотопливных ракетных топлив (СТРТ).
Рассмотрим 2 примера использования различных составов заполнителей для прогрева элемента конструкции трехслойного ГО фиг. 2, 3 (УП + заполнитель + УП) массой 1 кг, при этом масса УП составляет 600 г, масса заполнителя 400 г.
1. В качестве заполнителя принимается смесь: 1 часть АБС и 9 частей ПС (2Al + МоО3). За счет сгорания заполнителя выделится теплота, в результате которой УП будет прогрет до ~ 1550 К и должен сгореть в воздухе до СО2 и H2O.
2. При использовании в качестве заполнителя смеси х частей АБС и у частей ПХА при этом не остается никаких конденсированных продуктов, а температура продуктов горения: АБС:ПХА=40:60, то Т=1020 К, если 30:70, то 1600 К, если 20:80, то 2360 К, если 15:85, то 2515 К.
Термодинамическим расчетом показано, что если для увеличения прочности заполнителя будет повышена в нем доля АБС, то даже при повышении содержания полимера до 25% температура горения останется выше, например, 2000 К
б) состав и соотношения ЭК, СП выбирают из условия максимальной передачи теплоты, выделяющейся при сгорании заполнителя, к элементу конструкции ГО, выполненной из углепластика
Прогрев горячими газами УП более эффективен, чем теплопередача от твердых конденсированных продуктов, т.к. УП многослойный и при разложении связующего в первом слое остаются углеродные волокна, которые уже обладают плохой теплопроводностью в поперечном направлении и теряется тепловой контакт между продуктами сгорания и следующими слоями углеродных волокон. А в случае горячих газов они легко будут проникать к следующим слоям и прогревать их.
в) движение газов, выделяющихся при сжигании заполнителя, направляют в полые каналы конструкции заполнителя, а выход газов из конструкции ОЧ осуществляют из условия максимального прогрева углепластика и целостности конструкции ОЧ на интервале времени сжигания заполнителя
Очевидно, что выделение значительного количества газов в короткий интервал времени при недостаточной площади поперечного сечения полых каналов конструкции заполнителя для прохода этих газов, может привести к разрыву трехслойной конструкции ОЧ на крупные фрагменты и, соответственно, не полному сжиганию ОЧ. Варьирование содержания ЭК в составе заполнителя может привести к тому, что в продуктах сгорания практически не будет газов, например, Al+MoO3, Al+MoO3+KClO4.
С другой стороны, использование составов близких к СТРТ, в продуктах сгорания будет содержатся значительное количество газов.
Рассмотрим пример для двух ЭК:
а) термит 20% (MoO3) как источник тепла + 80% ZrO2 как пример абсолютно инертного вещества, которое будет просто нагреваться;
б) СТРТ 20% (связующее с Al и ПХА) как источник тепла + 80% ZrO2.
Результат:
для случая а) - температура УП достигнет 1700 К, горение термита практически не образует газов;
для случая б) - температура УП достигнет 1900 К, при этом 65%) от массы сгоревшего СТРТ находится в газе.
г) конструкцию заполнителя изготавливают в виде, например, гофры, стержневых конструкций, обеспечивающих заданную прочность и площадь полых каналов для прохода газов.
В качестве возможных конструкторских решений по исполнению предлагаемого заполнителя рассматриваются варианты, обеспечивающие прочность конструкции (УП + заполнитель + УП), а величину поперечного сечения площади каналов, - из условия обеспечивающее проход продуктов сгорания и максимального передачи теплоты (фиг. 4). Масса конструкции заполнителя должна быть не менее массы, определяемой из условия выделения заданного количества теплоты при сжигании.
Близкие задачи решают конструкции теплообменников, например, рубашки охлаждения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя компонентом ракетного топлива, когда параметры рубашки выбирают из условия прочности и отбора теплоты от камеры сгорания при работе жидкостного ракетного двигателя. В рассматриваемом случае при проектировании конструкции заполнителя решаются задачи: а) обеспечения прочности, б) выделение достаточного количества теплоты, в) максимального прогрева УП проходящими газами, г) минимального остатка твердого огарка.
Наиболее подходящий материал предлагаемого заполнителя:
- зажигается при температуре выше 300°С, т.е. на участке выведения ракеты-носителя взрывобезопасен;
- горение возможно при начальном давлении порядка 0.05 атм, т.к. зажигание и горение начинается на высотах ниже 30-40 км;
- конструкция заполнителя должна обеспечивать прочность трехслойной конструкции ГО не хуже, чем заполнитель из алюминиевых сот; -технологичен, хранится длительное время, не взрывоопасен и т.д.;
- высокая теплотворность, нагревающая УП до сгорания в атмосфере набегающего потока воздуха, при этом:
- большая часть тепла при сжигании идет в газе, а образующийся газ проходит через полую конструкцию заполнителя (гофры, стержни и т.д.) не разрывая конструкцию, а максимально отдавая теплоту УП;
- оставшаяся часть теплоты остается в твердом огарке минимальной массы типа порошок, который рассыпается;
Предлагаемый способ практически полностью применим и к межступенным отсекам (МО), изготавливаемых из УП. Отличие будет заключаться в том, что МО не содержит заполнителя и является моноконструкцией, а не трехслойной, поэтому энергетический материал будет закрепляться с внутренней стороны МО. (фиг. 5).
Claims (3)
1. Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей (ОЧ) ступени ракеты-носителя, например, створок головного обтекателя, переходных отсеков ракеты-носителя, заключающийся в том, что на этапе предполетной подготовки ракеты-носителя производят расчет параметров движения ОЧ до момента падения их на землю и по результатам расчетов определяют участки на траектории спуска для воздействия на ОЧ, формируют сигнал в процессе автономного полета ОЧ и осуществляют воздействие на конструкцию ОЧ, причём в ОЧ размещают пиротехнический состав, обеспечивающий при его сжигании нагрев ОЧ до температуры, при которой происходит горение ОЧ в набегающем потоке атмосферного воздуха, по достижении расчетной высоты осуществляют зажигание ОЧ, например, с использованием зажигающего состава, при этом сигнал на задействование зажигающего состава формируется от момента отделения ОЧ от ракеты-носителя, при формировании сигнала на задействование пиротехнического состава учитывают задержку на воспламенение зажигающего состава и скорость сгорания пиротехнического состава, размещение зажигательного состава осуществляют в нескольких местах, исходя из повышения вероятности зажигания, минимизации времени сгорания пиротехнического состава и ОЧ, отличающийся тем, что в качестве материала заполнителя конструкции ОЧ используют самогорящий энергетический материал, представляющий собой смесь энергоемкого компонента с синтетическим полимером, причём состав, а также соотношения энергоемкого компонента и синтетического полимера выбирают из условия максимальной передачи теплоты, выделяющейся при сгорании заполнителя, к элементу конструкции ОЧ, выполненной из углепластика, а движение газов, выделяющихся при сжигании заполнителя, направляют в полые каналы конструкции заполнителя, выход газов из конструкции ОЧ осуществляют из условия максимальной площади прогрева углепластика и целостности конструкции ОЧ на интервале времени сжигания заполнителя, а конструкцию заполнителя изготавливают, например, в виде гофров, стержневых конструкций, обеспечивающих заданную прочность и площадь полых каналов для прохода газов.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве энергоемкого компонента в материале заполнителя используют окислитель, например, перхлорат аммония.
3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве энергоемкого компонента в материале заполнителя используют пиротехнический состав, например, смесь порошков алюминия с оксидом железа.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018129487A RU2692207C1 (ru) | 2018-08-13 | 2018-08-13 | Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей ракет-носителей |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018129487A RU2692207C1 (ru) | 2018-08-13 | 2018-08-13 | Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей ракет-носителей |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2692207C1 true RU2692207C1 (ru) | 2019-06-21 |
Family
ID=67038058
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018129487A RU2692207C1 (ru) | 2018-08-13 | 2018-08-13 | Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей ракет-носителей |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2692207C1 (ru) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5421540A (en) * | 1992-08-26 | 1995-06-06 | Ting; Paul C. | Method and apparatus for disposal/recovery of orbiting space debris |
| RU2464526C1 (ru) * | 2011-03-30 | 2012-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева | Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя |
| RU2482031C2 (ru) * | 2007-11-29 | 2013-05-20 | Астриум Сас | Устройство уменьшения аэродинамического сопротивления |
| RU2585395C1 (ru) * | 2014-12-18 | 2016-05-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракеты-носителя |
| US9487310B2 (en) * | 2012-06-05 | 2016-11-08 | Snecma | Spacecraft fitted with a de-orbiting device comprising a detonation engine |
| RU2626797C2 (ru) * | 2015-09-01 | 2017-08-01 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракет-носителей |
-
2018
- 2018-08-13 RU RU2018129487A patent/RU2692207C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5421540A (en) * | 1992-08-26 | 1995-06-06 | Ting; Paul C. | Method and apparatus for disposal/recovery of orbiting space debris |
| RU2482031C2 (ru) * | 2007-11-29 | 2013-05-20 | Астриум Сас | Устройство уменьшения аэродинамического сопротивления |
| RU2464526C1 (ru) * | 2011-03-30 | 2012-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева | Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей многоступенчатой ракеты-носителя |
| US9487310B2 (en) * | 2012-06-05 | 2016-11-08 | Snecma | Spacecraft fitted with a de-orbiting device comprising a detonation engine |
| RU2585395C1 (ru) * | 2014-12-18 | 2016-05-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракеты-носителя |
| RU2626797C2 (ru) * | 2015-09-01 | 2017-08-01 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракет-носителей |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP4497780B2 (ja) | 大形の爆発性標的を破壊する発射体 | |
| JP2012507661A (ja) | 低感度ロケットモータ | |
| RU2626797C2 (ru) | Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракет-носителей | |
| JP4619813B2 (ja) | 二段推力ロケットモータ | |
| RU2692207C1 (ru) | Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей ракет-носителей | |
| US2759419A (en) | Igniter cartridge | |
| EP3377844B1 (en) | Munition having penetrator casing with fuel-oxidizer mixture therein | |
| US4402705A (en) | Incendiary composition containing a group IVB metallic fuel | |
| US6481198B1 (en) | Multi-stage rocket motor assembly including jettisonable launch motor integrated with flight igniter | |
| US3749019A (en) | Rocket-powered signaling device | |
| RU2637007C1 (ru) | Способ разрушения деталей отработавших космических аппаратов и устройство для его реализации | |
| RU2672683C1 (ru) | Способ минимизации зон отчуждения отделяемых частей ракеты-носителя | |
| RU2700150C1 (ru) | Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей ракет-носителей и устройство для его реализации | |
| GB2400163A (en) | Pyrotechnic device for in-situ disposal of unfired ordnance | |
| GB2474824A (en) | Projectile producing exothermic effect initiated by shock waves | |
| RU2705258C1 (ru) | Головной обтекатель ракеты-носителя | |
| RU2425244C2 (ru) | Стартовый ускоритель голодяева для ракет | |
| US2737114A (en) | Incendiary device | |
| RU2511562C2 (ru) | Генератор аэрозоля | |
| RU2275957C1 (ru) | Устройство для генерирования газа | |
| RU2715665C1 (ru) | Ракета для активного воздействия на облака | |
| DE2720695A1 (de) | Brandmasse fuer brandgeschosse | |
| KR102302860B1 (ko) | 고체 추진제 그레인, 고체 추진제 그레인 제작방법, 고체 추진제 그레인을 이용하는 발사체 | |
| RU2656316C2 (ru) | Баллистическая установка для создания высокотемпературных высокоскоростных потоков частиц | |
| RU111627U1 (ru) | Ракета для активного воздействия на облака |