Из Википедии, свободной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
Дельта IV Тяжелый во время старта. Ракета полностью заправлена криогенным топливом жидкий водород и жидкий кислород .

Ракетное топливо представляет собой реакционная массу из ракеты . Эта реакционная масса выбрасывается из ракетного двигателя с максимально возможной скоростью для создания тяги . Требуемая энергия может поступать либо от самих ракетных топлив, как в химической ракете , либо от внешнего источника, как в ионных двигателях .

Обзор [ править ]

Ракеты создают тягу, выбрасывая массу назад с большой скоростью. Тяги производства можно рассчитать путем умножения массового расхода из топлива путем их выхлопной скорости относительно ракеты ( удельного импульса ). Ракету можно представить как ускорение за счет давления горючих газов на камеру сгорания и сопло , а не за счет «отталкивания» воздуха позади или под ней. Ракетные двигатели лучше всего работают в космосе из-за отсутствия давления воздуха снаружи двигателя. В космосе также можно установить более длинное сопло, не страдая от разделения потока .

Большинство химических пропеллентов выделяют энергию за счет окислительно-восстановительной химии , а точнее при сгорании . Таким образом, в смеси должны присутствовать как окислитель, так и восстановитель (топливо). Разложение, например , как высоко нестабильных пероксидных связей в монотоплива ракет, также могут быть источником энергии.

В случае двухкомпонентных жидкостных ракет смесь восстанавливающего топлива и окисляющего окислителя вводится в камеру сгорания , обычно с использованием турбонасоса для преодоления давления. Когда происходит горение, масса жидкого ракетного топлива превращается в огромный объем газа при высокой температуре и давлении. Этот выхлопной поток выбрасывается из сопла двигателя с высокой скоростью, создавая противодействующую силу, которая толкает ракету вперед в соответствии с законами движения Ньютона .

Химические ракеты можно сгруппировать по фазам. Твердые ракеты используют топливо в твердой фазе , ракеты на жидком топливе используют топливо в жидкой фазе , ракеты на газовом топливе используют топливо в газовой фазе , а гибридные ракеты используют комбинацию твердого и жидкого или газообразного топлива.

В случае твердотопливных ракетных двигателей топливо и окислитель объединяются при отливке двигателя. Сгорание топлива происходит внутри кожуха двигателя, который должен выдерживать создаваемое давление. Твердые ракеты обычно имеют более высокую тягу, меньший удельный импульс , более короткое время горения и большую массу, чем жидкие ракеты, и, кроме того, не могут быть остановлены после зажигания.

Ракетные ступени [ править ]

В космосе максимальное изменение скорости, которое ступень ракеты может передать своей полезной нагрузке, в первую очередь зависит от ее отношения масс и скорости истечения. Эта связь описывается уравнением ракеты . Скорость истечения зависит от используемого топлива и двигателя и тесно связана с удельным импульсом , полной энергией, передаваемой ракетному транспортному средству на единицу потребляемой массы топлива. Массовое соотношение также может зависеть от выбора данного пороха.

В ступенях ракет, которые летают в атмосфере, обычно используются менее эффективные, высокомолекулярные и высокоплотные топлива из-за того, что требуется меньшая и легкая цистерна. Верхние ступени, которые в основном или только работают в вакууме космоса, как правило, используют высокоэнергетическое, высокоэффективное жидкое водородное топливо с низкой плотностью .

Твердое химическое топливо [ править ]

Твердое ракетное топливо бывает двух основных типов. «Композиты» состоит в основном из смеси гранул твердого окислителя, такие как нитрат аммония , динитрамида аммония , перхлорат аммония , или нитрат калия в связующем агенте полимера с хлопья или порошками энергетических топливными соединений (примеры: RDX , HMX , алюминий, бериллий). Также могут быть добавлены пластификаторы, стабилизаторы и / или модификаторы скорости горения (оксид железа, оксид меди).

Одно-, двух- или трехосновные (в зависимости от количества основных ингредиентов) представляют собой гомогенные смеси от одного до трех основных ингредиентов. Эти основные ингредиенты должны включать топливо и окислитель, а также часто включают связующие и пластификаторы. Все компоненты макроскопически неразличимы и часто смешиваются как жидкости и отверждаются за одну партию. Ингредиенты часто могут иметь несколько ролей. Например, гексоген является и топливом, и окислителем, а нитроцеллюлоза - топливом, окислителем и структурным полимером.

Еще больше усложняет категоризацию то, что существует много ракетных топлив, которые содержат элементы двухосновных и составных ракетных топлив, которые часто содержат некоторое количество энергетических добавок, гомогенно смешанных со связующим. В случае пороха (прессованный композит без полимерного связующего) топливом является древесный уголь, окислителем является нитрат калия, а сера служит катализатором реакции, а также расходуется с образованием различных продуктов реакции, таких как сульфид калия .

Новейшие нитраминовые твердые топлива на основе CL-20 (HNIW) могут соответствовать характеристикам хранимых жидких ракетных топлив NTO / UDMH, но не могут быть дросселированы или перезапущены.

Преимущества [ править ]

Твердотопливные ракеты намного проще хранить и обращаться с жидкостными ракетами. Высокая плотность пороха также способствует компактным размерам. Эти характеристики, а также простота и низкая стоимость делают твердотопливные ракеты идеальными для использования в военных и космических целях.

Их простота также делает твердотопливные ракеты хорошим выбором, когда требуется большая тяга, а стоимость является проблемой. По этой причине Space Shuttle и многие другие орбитальные ракеты-носители используют твердотопливные ракеты на своих ступенях разгона ( твердотопливные ракетные ускорители ).

Недостатки [ править ]

Ракеты на твердом топливе имеют более низкий удельный импульс , показатель эффективности топлива, чем ракеты на жидком топливе. В результате общая производительность твердых верхних ступеней ниже, чем жидких ступеней, даже несмотря на то, что массовое соотношение твердых веществ обычно находится в диапазоне от 0,91 до 0,93, что является таким же хорошим или лучшим, чем у большинства верхних ступеней жидкого топлива. Высокие соотношения масс, возможные с этими несегментированными сплошными верхними ступенями, являются результатом высокой плотности топлива и очень высокого отношения прочности к массе корпуса двигателя с намотанной нитью. [ необходима цитата ]

Недостатком твердотопливных ракет является то, что их нельзя дросселировать в реальном времени, хотя запрограммированный график тяги может быть создан путем корректировки внутренней геометрии ракетного топлива. Твердые ракеты могут вентилироваться для тушения возгорания или обратной тяги в качестве средства регулирования дальности или обеспечения отделения боеголовок. Литье большого количества топлива требует согласованности и повторяемости, чтобы избежать трещин и пустот в готовом двигателе. Смешивание и отливка происходят под управлением компьютера в вакууме, смесь пропеллента распределяется тонким слоем и сканируется, чтобы гарантировать, что в двигатель не попадут большие пузырьки газа.

Ракеты на твердом топливе нетерпимы к трещинам и пустотам и требуют последующей обработки, такой как рентгеновское сканирование, для выявления неисправностей. Процесс горения зависит от площади поверхности топлива. Пустоты и трещины представляют собой локальное увеличение площади поверхности горения, увеличивая локальную температуру, что увеличивает локальную скорость горения. Эта положительная обратная связь может легко привести к катастрофическому отказу корпуса или форсунки.

История [ править ]

Твердое ракетное топливо было впервые разработано в 13 веке при династии Китайской Сун . Сунские китайцы впервые использовали порох в 1232 году во время военной осады Кайфэна . [1] [2] [3] [4] [5]

В 1950-х и 60-х годах исследователи в Соединенных Штатах разработали составное топливо из перхлората аммония (APCP). Эта смесь обычно представляет собой 69-70% тонкоизмельченного перхлората аммония (окислитель) в сочетании с 16-20% мелкодисперсного алюминиевого порошка (топливо), содержащегося в основе 11-14% полибутадиенакрилонитрила (PBAN) или с концевыми гидроксильными группами. полибутадиен (полибутадиеновое каучуковое топливо). Смесь формируется в виде загустевшей жидкости, затем отливается в правильную форму и отверждается в твердое, но гибкое твердое тело, несущее нагрузку. Исторически TallyТвердого топлива APCP относительно невелико. Военные, однако, используют большое количество различных типов твердого топлива, некоторые из которых превосходят характеристики APCP. Сравнение самых высоких удельных импульсов, достигаемых при использовании различных комбинаций твердого и жидкого топлива, используемых в современных ракетах-носителях, дается в статье о твердотопливных ракетах . [6]

В 1970-х и 1980-х годах США полностью перешли на твердотопливные межконтинентальные баллистические ракеты : LGM-30 Minuteman и LG-118A Peacekeeper (MX). В 1980-х и 1990-х годах СССР / Россия также развернули твердотопливные МБР ( РТ-23 , РТ-2ПМ и РТ-2УТТН ), но сохранили две МБР на жидком топливе ( Р-36 и УР-100Н ). Все твердотопливные межконтинентальные баллистические ракеты с обеих сторон имели три начальных сплошных ступени, а МБР с несколькими независимо наведенными боеголовками имели точную маневренную шину, используемую для точной настройки траектории возвращающихся машин.

Жидкие химические топлива [ править ]

Основными типами жидкого ракетного топлива являются запасаемые топлива, которые, как правило, являются гиперголичными , и криогенные топлива.

Преимущества [ править ]

Ракеты, работающие на жидком топливе, имеют более высокий удельный импульс, чем твердотопливные ракеты, и их можно дросселировать, останавливать и перезапускать. Только камера сгорания жидкостной ракеты должна выдерживать высокое давление и температуру сгорания. Охлаждение может осуществляться регенеративным способом с помощью жидкого топлива. На автомобилях с турбонасосами давление в топливных баках ниже, чем в камере сгорания, что снижает массу баков. По этим причинам в большинстве орбитальных ракет-носителей используется жидкое топливо.

Основное преимущество жидкого топлива в удельном импульсе связано с наличием высокоэффективных окислителей. Доступно несколько практических жидких окислителей ( жидкий кислород , тетроксид диазота и перекись водорода ), которые имеют лучший удельный импульс, чем перхлорат аммония, используемый в большинстве твердых ракет, в сочетании с подходящим топливом.

Некоторые газы, особенно кислород и азот, могут быть собраны из верхних слоев атмосферы и переведены на низкую околоземную орбиту для использования в хранилищах топлива при существенно сниженных затратах. [7]

Недостатки [ править ]

Основные трудности с жидким топливом связаны также с окислителями. Хранящиеся окислители, такие как азотная кислота и четырехокись азота , как правило, чрезвычайно токсичны и обладают высокой реакционной способностью, в то время как криогенные пропелленты по определению должны храниться при низкой температуре, а также могут иметь проблемы с реактивностью / токсичностью. Жидкий кислород (LOX) - единственный криогенный окислитель, который используется в полете. Другие, такие как FLOX, смесь фтора и LOX, никогда не использовались из-за нестабильности, токсичности и взрывоопасности. [8] Было предложено несколько других нестабильных, энергичных и токсичных окислителей: жидкий озон (O 3 ), ClF 3 и ClF 5..

Ракеты на жидком топливе требуют потенциально проблемных клапанов, уплотнений и турбонасосов, что увеличивает стоимость ракеты. Турбонасосы вызывают особые хлопоты из-за высоких требований к производительности.

Современные криогенные типы [ править ]

  • Жидкий кислород (LOX) и керосин высокой степени очистки ( RP-1 ). Используется для первых ступеней ракет Atlas V , Falcon 9 , Falcon Heavy , Союза , Зенита и опытно-конструкторских ракет, таких как Angara и Long March 6 . Эта комбинация широко считается наиболее практичной для ускорителей, которые взлетают с уровня земли и, следовательно, должны работать при полном атмосферном давлении.
  • LOX и жидкий водород . Используется на верхней ступени Centaur , то ракета Delta IV , то H-IIA ракета, большинство этапов европейской ракеты - носителя Ariane 5 , и Space Launch System ядра и верхних ступеней.
  • LOX и жидкий метан (из сжиженного природного газа ) планируется использовать на нескольких разрабатываемых ракетах, включая Vulcan , New Glenn и SpaceX Starship .

Текущие сохраняемые типы [ править ]

  • Четырехокись азота (N 2 O 4 ) и гидразин (N 2 H 4 ), MMH или UDMH . Используется в военных, орбитальных ракетах и ​​ракетах для дальнего космоса, поскольку обе жидкости можно хранить в течение длительного времени при разумных температурах и давлении. N 2 O 4 / UDMH является основным топливом для ракеты « Протон» , более старых ракет Long March (LM 1-4), верхних ступеней PSLV , « Фрегат» и « Бриз-М» . Эта комбинация гиперголична, что делает последовательность зажигания привлекательно простой. Основное неудобство заключается в том, что эти порохы очень токсичны и требуют осторожного обращения.
  • Монотопливо, такое как перекись водорода , гидразин и закись азота , в основном используются для ориентации и удержания космических кораблей в стационарных условиях, где их долговременное хранение, простота использования и способность обеспечивать необходимые крошечные импульсы перевешивают их более низкий удельный импульс по сравнению с двухкомпонентным топливом. . Перекись водорода также используется для привода турбонасосов первой ступени ракеты-носителя "Союз". [ необходима цитата ]

Соотношение смеси [ править ]

Теоретическая скорость истечения данного химического состава пороха пропорциональна энергии, выделяемой на единицу массы топлива (удельная энергия). В химических ракетах несгоревшее топливо или окислитель представляет собой потерю химической потенциальной энергии , что снижает удельную энергию . Однако большинство ракет работают на богатых топливом смесях, что приводит к более низким теоретическим скоростям истечения. [9]

Однако богатые топливом смеси также содержат выхлопные газы с более низким молекулярным весом . Сопло ракеты преобразует тепловую энергию ракетного топлива в направленную кинетическую энергию . Это преобразование происходит за время, необходимое для вытекания топлива из камеры сгорания через горловину двигателя и из сопла, обычно порядка одной миллисекунды. Молекулы накапливают тепловую энергию при вращении, вибрации и поступательном движении, из которых только последнее можно легко использовать для добавления энергии в ступень ракеты. Молекулы с меньшим количеством атомов (например, CO и H 2 ) имеют меньше доступных колебательных и вращательных мод, чем молекулы с большим количеством атомов (например, CO 2 и H 2О). Следовательно, молекулы меньшего размера накапливают меньше энергии колебаний и вращения для заданного количества подводимого тепла, в результате чего больше энергии поступательного движения становится доступной для преобразования в кинетическую энергию. Полученное в результате повышение эффективности сопла достаточно велико, чтобы настоящие ракетные двигатели улучшили свою фактическую скорость выхлопа за счет работы на богатых смесях с несколько более низкими теоретическими скоростями выхлопа. [9]

Влияние молекулярной массы выхлопных газов на эффективность сопла наиболее важно для сопел, работающих вблизи уровня моря. Ракеты с высокой степенью расширения, работающие в вакууме, имеют гораздо меньший эффект, и поэтому они работают менее богато.

Ракеты LOX / углеводороды управляются слегка обогащенными (массовое отношение O / F 3, а не стехиометрическое от 3,4 до 4), потому что выделение энергии на единицу массы быстро падает, когда соотношение смеси отклоняется от стехиометрического. Ракеты LOX / LH 2 работают очень богато (отношение масс O / F равно 4, а не стехиометрическому 8), потому что водород настолько легкий, что выделение энергии на единицу массы топлива очень медленно падает с дополнительным водородом. Фактически, ракеты LOX / LH 2, как правило, ограничены в том, насколько богатыми они управляют, из-за потери производительности в виде массы дополнительной емкости для водорода, а не из-за химического состава, лежащего в основе. [9]

Еще одна причина использования богатой смеси заключается в том, что нестехиометрические смеси горят холоднее, чем стехиометрические, что облегчает охлаждение двигателя. Поскольку продукты сгорания, богатые топливом, менее химически реактивны (вызывают коррозию ), чем продукты сгорания, богатые окислителями, подавляющее большинство ракетных двигателей предназначены для работы с высоким содержанием топлива. Существует по крайней мере одно исключение: российский обогреватель РД-180 , который сжигает LOX и RP-1 в соотношении 2,72.

Кроме того, во время запуска соотношение смеси может быть динамическим. Это можно использовать с конструкциями, которые регулируют соотношение окислителя к топливу (вместе с общей тягой) на протяжении всего полета, чтобы максимизировать общие характеристики системы. Например, во время отрыва тяга более ценна, чем удельный импульс, и тщательная регулировка отношения O / F может позволить более высокие уровни тяги. Как только ракета находится вдали от стартовой площадки, соотношение мощности и мощности двигателя можно настроить для повышения эффективности.

Плотность пороха [ править ]

Хотя жидкий водород дает высокий I sp , его низкая плотность является недостатком: водород занимает примерно в 7 раз больше объема на килограмм, чем плотное топливо, такое как керосин. Топливный бак, водопровод и насос должны быть соответственно больше. Это увеличивает сухую массу автомобиля, снижая производительность. Жидкий водород также относительно дорог в производстве и хранении и вызывает трудности при проектировании, производстве и эксплуатации транспортного средства. Однако жидкий водород чрезвычайно хорошо подходит для использования на разгонных ступенях, где I sp имеет большое значение, а соотношение тяги к массе менее актуально.

Ракеты-носители с плотным ракетным топливом имеют более высокую взлетную массу из-за более низкого I sp , но могут легче развивать большую взлетную тягу из- за меньшего объема компонентов двигателя. Это означает, что аппараты с ступенями ускорителя, работающими на плотном топливе, раньше выходят на орбиту, что сводит к минимуму потери из-за сопротивления силы тяжести и снижает эффективное требование дельта-v .

Предлагаемая трехкомпонентная ракета использует в основном плотное топливо на малой высоте и переключается на водород на большей высоте. Исследования 1960-х годов предлагали одноступенчатые орбитальные аппараты с использованием этой техники. [10] Шаттл аппроксимировать это с помощью плотных твердотопливных ракетных ускорителей для большинства тяги в течение первых 120 секунд. Главные двигатели сжигали богатую топливом смесь водорода и кислорода, работая непрерывно на протяжении всего запуска, но обеспечивая большую часть тяги на больших высотах после сгорания SRB.

Другие химические пропелленты [ править ]

Гибридное топливо [ править ]

Гибридное топливо: хранящийся окислитель, используемый с твердым топливом, который сохраняет большинство достоинств как жидкостей (высокий ISP), так и твердых веществ (простота).

Гибридные ракеты обычно имеют твердое топливо и жидкий или NEMA окислитель. [ требуется разъяснение ] Жидкий окислитель позволяет дросселировать и перезапускать двигатель, как в ракете на жидком топливе. Гибридные ракеты также могут быть экологически более безопасными, чем твердотопливные ракеты, поскольку некоторые высокоэффективные твердофазные окислители содержат хлор (особенно композиты с перхлоратом аммония) по сравнению с более мягким жидким кислородом или закисью азота, часто используемыми в гибридах. Это верно только для конкретных гибридных систем. Были гибриды, в которых в качестве окислителей использовались соединения хлора или фтора, а также опасные материалы, такие как соединения бериллия, смешанные с зерном твердого топлива. Поскольку только одна составляющая является жидкостью, гибриды могут быть проще, чем жидкие ракеты, в зависимости от движущей силы, используемой для транспортировки жидкости в камеру сгорания. Меньшее количество жидкостей обычно означает меньшее количество трубопроводных систем, клапанов и насосов меньшего размера (если они используются).

Гибридные двигатели страдают двумя основными недостатками. Первое, что характерно для твердотопливных ракетных двигателей, заключается в том, что кожух вокруг топливного зерна должен быть сконструирован таким образом, чтобы выдерживать полное давление сгорания и часто также экстремальные температуры. Однако современные композитные конструкции хорошо справляются с этой проблемой, а при использовании с закисью азота и твердым каучуковым ракетным топливом (HTPB) в любом случае требуется относительно небольшой процент топлива, поэтому камера сгорания не особенно велика. [ необходима цитата ]

Основная остающаяся трудность с гибридами заключается в смешивании пропеллентов в процессе сгорания. В твердом топливе окислитель и топливо смешиваются на заводе в тщательно контролируемых условиях. Жидкое топливо обычно смешивается с помощью инжектора в верхней части камеры сгорания, который направляет множество небольших быстро движущихся потоков топлива и окислителя друг в друга. Конструкция форсунок жидкостных ракет изучалась очень подробно, и ее характеристики до сих пор не поддаются надежному прогнозированию. В гибридном двигателе смешивание происходит на поверхности плавления или испарения топлива. Перемешивание не является хорошо контролируемым процессом, и, как правило, довольно много топлива остается несгоревшим [11].что ограничивает КПД двигателя. Скорость сгорания топлива в значительной степени определяется потоком окислителя и открытой площадью поверхности топлива. Эта скорость горения обычно недостаточна для операций с высокой мощностью, таких как ступени наддува, если только площадь поверхности или поток окислителя не высоки. Слишком высокий поток окислителя может привести к затоплению и потере удержания пламени, что локально тушит горение. Площадь поверхности может быть увеличена, как правило, за счет более длинных зерен или нескольких отверстий, но это может увеличить размер камеры сгорания, снизить прочность зерна и / или уменьшить объемную нагрузку. Кроме того, по мере продолжения горения отверстие в центре зерна («порт») расширяется, и соотношение в смеси имеет тенденцию становиться более богатым окислителем.

Гибридные двигатели были разработаны гораздо меньше, чем твердотопливные и жидкостные. Для военного использования, простота обращения и обслуживания привела к использованию твердотопливных ракет. Для орбитальной работы жидкое топливо более эффективно, чем гибриды, и большая часть разработок сосредоточена именно на нем. В последнее время наблюдается рост развития гибридных двигателей для невоенной суборбитальной работы:

  • Несколько университетов недавно экспериментировали с гибридными ракетами. Университет Бригама Янга , Университет штата Юта и Университет штата Юта в 1995 году запустили разработанную студентом ракету под названием Unity IV, которая сжигала твердый топливный полибутадиен с концевыми гидроксильными группами (HTPB) с окислителем газообразного кислорода, а в 2003 году была запущена более крупная версия, которая горел HTPB с закисью азота. Стэнфордский университет исследует гибридные двигатели на основе закиси азота и парафина . UCLA запускает гибридные ракеты через студенческую группу с 2009 года с использованием HTPB. [12]
  • Рочестерский технологический институт строил гибридную ракету HTPB для запуска небольших полезных нагрузок в космос и к нескольким объектам, сближающимся с Землей. Его первый запуск состоялся летом 2007 года.
  • Масштабированные композиты SpaceShipOne , первый частный пилотируемый космический корабль, был оснащен гибридной ракетой, сжигающей HTPB с закисью азота: RocketMotorOne . Гибридный ракетный двигатель был произведен компанией SpaceDev . SpaceDev частично основывает свои двигатели на экспериментальных данных, собранных в ходе испытаний двигателей AMROC (American Rocket Company) на испытательном стенде E1 космического центра Стеннис НАСА.

Газообразное топливо [ править ]

GOX (газообразный кислород) использовался в качестве окислителя для орбитальной системы маневрирования программы « Буран ».

Инертное топливо [ править ]

Некоторые конструкции ракет передают энергию своему топливу с помощью внешних источников энергии. Например, водные ракеты используют сжатый газ, обычно воздух, для вытеснения реакционной массы воды из ракеты.

Ионный двигатель [ править ]

Ионные двигатели ионизируют нейтральный газ и создают тягу, ускоряя ионы (или плазму) электрическими и / или магнитными полями.

Тепловые ракеты [ править ]

В тепловых ракетах используются инертные топлива с низкой молекулярной массой, которые химически совместимы с механизмом нагрева при высоких температурах. Солнечные тепловые ракеты и ядерные тепловые ракеты обычно предлагают использовать жидкий водород для удельного импульса около 600–900 секунд или в некоторых случаях воду, которая выбрасывается в виде пара для удельного импульса около 190 секунд. Ядерные тепловые ракеты используют тепло ядерного делениядля добавления энергии к пороху. Некоторые конструкции разделяют ядерное топливо и рабочую жидкость, сводя к минимуму возможность радиоактивного загрязнения, но потеря ядерного топлива была постоянной проблемой во время реальных программ испытаний. Солнечные тепловые ракеты используют концентрированный солнечный свет для нагрева топлива, а не ядерный реактор.

Сжатый газ [ править ]

При низких характеристик, таких как контроль отношение струй, сжатых инертных газов , таких как азот, были использованы. [13] Энергия хранится в давлении инертного газа. Однако из-за низкой плотности всех используемых газов и большой массы резервуара высокого давления, необходимого для его содержания, сжатые газы практически не используются.

Ядерная плазма [ править ]

В проекте «Орион» и других предложениях по ядерным импульсным двигателям в качестве топлива использовались плазменные осколки после серии ядерных взрывов . [14]

См. Также [ править ]

  • АЛИСА (топливо)
  • Тринитрамид
  • Хронология водородных технологий
  • Категория: Ракетное топливо
  • Сравнение: Авиационное топливо
  • Ядерная двигательная установка
  • Ионный двигатель
  • Crawford Burner

Ссылки [ править ]

  1. ^ McGowen, Том (2008). Космическая гонка: Миссия, Люди, Луна . Enslow Pub Inc., стр. 7. ISBN 978-0766029101.
  2. ^ Игры, Алекс (2007). Balderdash & Piffle . BBC Books. С.  199 . ISBN 978-0563493365.
  3. ^ Греф, Линн Г. (2010). Взлет и падение американских технологий . Алгора. п. 95. ISBN 978-0875867533.
  4. ^ Грейтрикс, Дэвид Р. (2012). Powered Flight: разработка аэрокосмической двигательной установки . Springer. стр.  1 . ISBN 978-1447124849.
  5. ^ Mahaffey, Джеймс (2017). Атомные приключения: секретные острова, забытые N-лучи и изотопное убийство - путешествие по дикому миру ядерной науки . Книги Пегаса. ISBN 978-1681774213.
  6. MD Black, The Evolution of ROCKET TECHNOLOGY , 3-е изд., 2012, электронная книга payloadz.com / History, стр. 109-112 и стр. 114-119.
  7. Джонс, К., Массе, Д., Гласс, К., Уилхайт, А., и Уокер, М. (2010), «PHARO: Сбор топлива из атмосферных ресурсов на орбите», IEEE Aerospace Conference.
  8. ^ "Опасность токсичного пороха" на YouTube
  9. ^ a b c Ракетное движение , Роберт А. Брауниг, Ракетно-космические технологии , 2012 г.
  10. ^ "Роберт Салкельд" . Pmview.com . Проверено 18 января 2014 .
  11. ^ Зажигание! Неофициальная история жидкого ракетного топлива , Джон Д. Кларк (Rutgers University Press, 1972), глава 12
  12. ^ «Ракетный проект в Калифорнийском университете в Лос-Анджелесе» .
  13. ^ Стейн, Виллем H; Хашида, Йоши (1999). «Система управления ориентацией для недорогого спутника наблюдения Земли с возможностью поддержания орбиты» . Конференция по малым спутникам УрГУ Космический центр Суррея . Проверено 18 октября +2016 . Цитировать журнал требует |journal=( помощь )
  14. ^ Г. Р. Шмидт; JA Bunornetti; П. Дж. Мортон. Ядерный импульсный двигатель - Орион и не только (PDF) . 36-я Совместная конференция и выставка по двигательным установкам AIAA / ASME / SAE / ASEE, Хантсвилл, Алабама, 16–19 июля 2000 г. AlAA 2000–3856.

Внешние ссылки [ править ]

  • Ракетное топливо (от Rocket & Space Technology )