14/ 1. Агрегат качания сопла маршевого твердотопливного двигателя ракеты-носителя в системе управления полетом. Александр Левенко

2. Лунный транспорт. Экономическая философия освоения планет. Александр Жемчугов.

3. Лунная энергетика

4. Углерод-углеродные конструкционные материалы как фактор технического прогресса в ракетной технике

5. Связь с возвращающимся космическим аппаратом в атмосфере Земли 

6. Связь с подводной ракетой

7. Hypothetical Launch Vehicle & LRE Vapor-10 (new - 06-01-2021)

8. "Холодный" ракетный двигатель для первой ступени микро-ракеты / "Cold" rocket engine for the first stage of a micro-rocket - Science & Space LLC. Обновлено 28.03.2023 г.

9. 神龙 – Shenlong – Божественный Дракон

10. Какой спутник нужен Украине?

11. Техническое предложение на проектирование рулевого гидропривода / Technical proposal for the design of a hydraulic steering machine for a rocket engine

12. Гамма-лазер и дейтерид титана в термоядерном ракетном двигателе / 聚变火箭发动机中的伽马激光和氘化钛

13. Sounding rocket "SOUTH"

14. Технологія створення жаростійких деталей ракетного двигуна методом порошкової металургії - високотемпературний синтез, який сам поширюється (SHS)

15. Композитний багатощаровий матеріал для захисту від осколків та рикошету куль з властивостями дискретності відносно радиолокаційних та інфрачервоних частот випромінювань / Composite multilayer material for protection against fragments and ricochet of bullets in a combat situation with discrete properties in relation to the frequencies of radar and infrared radiation

16. Hybrid rocket propulsion system

1. АГРЕГАТ КАЧАНИЯ СОПЛА МАРШЕВОГО ТВЕРДОТОПЛИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ В СИСТЕМЕ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ

На сайте ISI (Poster 6) представлено Техническое предложение по созданию одноступенчатой ракеты-носителя для доставки полезного груза на низкую околоземную орбиту окружающего Землю космического пространства: Single-stage Solid-fuel Launch Vehicle. Principle: One Step to Orbit of the Earth. Рассмотрено проектное предложение по созданию твердотопливной ракеты-носителя D-1000 для вывода в космическое пространство орбитера USC-1000-X массой до 1 т.
Техническое предложение базируется, в том числе, на достижении максимального коэффициента массового совершенства конструкции: минимально возможная масса конструкции при максимальной массе топлива.
Достигается это, отчасти, и за счет применения технических принципов последних достижений Украины в ракетостроении ХХ в. Вместо рулевых агрегатов с поворотными жидкостными ракетными двигателями малой тяги в последней твердотопливной разработке КБ «Южное» (Днепр, Украина) для системы управления использовались качающаяся головная часть ракеты и качающееся сопло первой ступени, что позволило существенно снизить массу конструкции ракеты и повысить надежность.
Качающееся сопло маршевого твердотопливного ракетного двигателя первой ступени в сочетании с качающейся головной частью были успешно применены в системе управления украинской баллистической ракетой 15Ж961 (комплекс РТ-23УТТХ - SS-24 Sсаlреl Моd 3 (РL-4) –принят на вооружение в СССР в 1989 году). В 1987-1991 годах были изготовлены 12 ракетных комплексов.
В 1991 году НПО «Южное» предложило использовать ракету типа РТ-23УТТХ для запуска космических аппаратов на орбиту Земли с высоты 10 километров, после сброса ракеты на специальной парашютной системе с тяжелого транспортного самолета АН-124-100. Дальнейшего развития этот проект, к сожалению, не получил.

Схема ракеты-носителя опубликована в издании: Игдалов И. М., Кучма Л. Д., Поляков Н. В., Шептун Ю. Д. Ракета как объект управления: Учебник / Под ред. акад. С. Н. Конюхова. – Д.: АРТ-ПРЕСС, 2004. – 544 с.

Для сравнения с предлагаемым Техническим предложением можно привести пример рулевого агрегата второй ступени ракеты-носителя «Зенит» РД-8 с четырьмя качающимися камерами каждая тягой по 2 тс: масса всего агрегата 380 кг (https://www.yuzhnoye.com). Требуемый угол качания камеры каждого двигателя ± 33о. На время создания ракеты «Зенит» (80-е годы ХХ в.) такое решение можно было считать прогрессивным. Но эти 380 кг похищены из возможностей достижения ракетой максимальной высоты, что следует из формулы Циолковского.
Для качания головной части и сопла ракеты-носителя были использованы конструкции обычных рулевых гидроприводов ранее разработанных жидкостных баллистических ракет КБ «Южное» (унификация), а для обеспечения гидропитания в составе твердотопливных ракет были разработаны бортовые источники мощности (БИМ). Создаваемое давление подачи в гидроцилиндры минерального масла от 50 до 150 кгс/см2, массы БИМ от 50 до 226 кг (например, БИМ-729, https://www.yuzhnoye.com).
Учитывая, что качание сопла маршевого двигателя твердотопливной ракеты-носителя не более ± 7о, ход штока гидроцилиндра значительно меньше, чем в гидроцилиндре качания рулевого жидкостного ракетного двигателя.
Поэтому унификация с рулевыми гидроприводами для качания сопла не является оптимальной.
Можно вспомнить об опыте использования газового питания для изменения вектора тяги двигательной установки ракеты-носителя.
Первые эксперименты проведены в Днепропетровске в КБ «Южное» в середине 60-х годов прошлого века: в пневмопривод из ниобиевого сплава подавался газ из камеры сгорания твердотопливного двигателя. К сожалению, при температуре 3300 оК ни один из известных традиционных сплавов металлов не работает. Кроме того, пневмопривод не обладает достаточной жесткостью по сравнению с гидроприводом из-за сжимаемости газа.
Техническим прорывом можно считать использование перепуска газа из камеры сгорания в сопло двигателя для отклонения вектора тяги. Но и тут не все получилось, в двигателе 15Д206 первой ступени прототипа 15Ж961 использовались клапаны из вольфрамового псевдосплава с медью. В условиях технологий СССР клапаны работали меньше 10 секунд. Поэтому был найден вариант качающегося сопла.

РДТТ 15Д339

На фото РДТТ 15Д339 хорошо видны гидроцилиндры качания сопла. Ракетный комплекс 15П960 Молодец с МБР 15Ж60 (РТ-23 УТТХ). 

http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/15g60/15g60.shtml

Сопло крепилось на эластичном опорном шарнире – резинометаллическом шарнире (Голубенко Н. С., Кушнир Б. И., Зензеров В. А. Опыт отработки органов управления вектором тяги РДТТ // Космическая техника. Ракетное вооружение. 2016. Вып. 1 (111). – С. 13-18.).
Но был и другой удачный опыт, который теперь забыт в ракетостроении Украины: на второй ступени ракеты использовались пневматические приводы выдвижения соплового насадка. Приводы запитывались от порохового аккумулятора давления горячим газом, а стабильность характеристик обеспечивала перетечка минерального масла во внутренних магистралях гидроцилиндра черед дроссель (Левенко А. С. Реактивные сопла с переменной степенью расширения. Механика воздушно-космических систем: Монография. – Д.: Доминанта Принт, 2015. - 32 с.).
На этом принципе и построена система отклонения сопла ракеты-носителя D-1000 без использования БИМ-ов гидропитания.
Давление создается газогенератором с холодным газом (температура около 50 оС) на основе разложения азида натрия.
Известны конструкции подобных газогенераторов (Аккумулятор давления, патент Российской Федерации RU 2 617 036) C1, 19-04-2017; Sodium azide gas generating solid propellant with fluorocarbon binder, United States Patent 3,833,432, Sept. 3, 1974; Ваулин С. Д., Малышева Я. Н. Экспериментальное исследование процессов в низкотемпературном твердотопливном газогенераторе с составом на основе азида натрия // Вестник ЮУрГУ, № 14, 2005. – С. 100-105.). Проведены исследования применения азида натрия в газогенераторах, применяемых в космической технике (например: Митиков Ю. А., Кудерский В. Н., Куда С. А. Экспериментальное исследование наддува баков двигательных установок твердотопливными газогенераторами // Авиационно-космическая техника и технология, № 4 (121), 2015. – С. 65-70) с использованием химической реакции:

6NaN3 + Fe2O3 = 3Na2O + 2Fe + 9N2

Холодный газ газогенератора накапливается под давлением до 50 кгс/см2 в шар баллонах – ресиверах. Высокое давление газа подается в четыре гидропривода для функционирования в течение до 10 минут.
Гидропривод состоит из системы распределения и сбрасывания газа, мультипликаторов повышения рабочего давления от 50 до 250 кгс/см2, дросселей подачи давления из камеры высокого давления в рабочую камеру гидроцилиндра (и слива из противоположной камеры), клапанов сброса давления газа и др.

На схеме: ГГ- газогенератор; ШБ – шар баллон высокого давления; ПК- предохранительный клапан по газовому давлению; ГП – гидропривод, внутренние полости заправлены минеральным маслом (вакуумная заправка); ЭПК - электропневмоклапан сброса давления; МП – магнитоэлектрический преобразователь с системой «сопло-заслонка»; М – мультипликатор повышения давления; ГЦ – гидроцилиндр со штоком.

Термокомпенсатор изменения объема в жидкостной полости не нужен, его функцию исполняют мультипликаторы. Заслонка магнитоэлектрического преобразователя при отклонении прижимается и герметизируется с соплом при открытии клапана сброса давления в полости сброса давления. Необходимости в каскаде гидроусилителей системы управления гидроцилиндра нет, это упрощает конструкцию и повышает ее надежность, снижает требования к технологии изготовления и стоимость. Скорость перемещения штока гидроцилиндра определяется дросселями, пропускающими через себя минеральное масло.

Масса газогенератора на азиде натрия около 10 кг (уточняется), одного шар баллона объемом 10 л около 10 кг (леер из нержавеющей стали, обмотка углеродным волокном, рабочее давление до 100 кгс/см2), общая масса шести шарбаллонов ~60 кг. Отсюда: система питания высоким давлением имеет массу около 80 кг.
Гидроприводы изготовлены из тонкостенной высокопрочной нержавеющей стали 03Х11Н8М2Ф (ДИ-52-ВД), давление газового питания 50 кгс/см2, рабочее давление минерального масла внутри гидроцилиндра 250 кгс/см2). Масса одного гидропривода 10 кг, четыре гидропривода имеют массу 40 кг.
Всего автономная система качания сопла имеет массу до 120 кг. Это примерно втрое меньше украинского аналога советских времен.
Возможно уменьшение массы за счет сокращения количества шар баллонов по результатам испытаний. При уменьшении давления газа с 50 кгс/см2 до 30 кгс/см2 в результате функционирования, параметры перемещения штока гидроцилиндра должны соответствовать необходимым требованиям.

Шар баллоны могут предварительно наддуваться азотом, в этом случае газогенератор выполняет вспомогательную функцию, и можно дополнительно уменьшить массу агрегата.     

Старт ракеты 15Ж961

Качающееся сопло твердотопливного ракетного двигателя с эластичным опорным шарниром в виде резино-металлической конструкции и пневмоприводом агрегата отклонения сопла от продольной оси. На схеме: 1 - подвижная часть сопла; 2 - неподвижная часть сопла; 3,4 - опорные кольца; 5 - жесткая тарель; 6 - эластомер (эластичный опорный резино-металлический шарнир); 7 - пневмопривод.

Перед стартом газовая полость агрегата с приводами наддувается рабочим давлением, что способствует предварительному поджатию опорного шарнира до запуска двигателя. Гидроцилиндры с рабочим давлением в жидкостных полостях имеют большую жесткость и удерживают сопло при старте в рабочем положении.

Конструкция позволяет осуществлять любой вид старта ракеты-носителя, в том числе из воды.

Александр Левенко

2. ЛУННЫЙ ТРАНСПОРТ. ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ФИЛОСОФИЯ ОСВОЕНИЯ ПЛАНЕТ

Лунный транспорт: экономически доступный вид транспорта для Луны и Марса.

Луноход, Марсоход: супердорогой исследовательский автономный аппарат эпохи исследований и первых экспедиций на Луну и Марс.

Мечты о реальных полетах к звездам родились у человечества в начале 1900-х годов на волне невероятных достижений промышленной революции. Эту революцию совершили люди, водяной пар и уголь в виде окаменевшей древесины.
Мечты и до сих пор не оставляют нас всех. Современными Ferdinand Magellan и Christopher Columbus движут любопытство, жажда приключений, адреналин. Они готовы лететь в один конец, рискуя не вернуться домой. За ними ...непомерная жадность прагматичных бизнесменов. Они уже изуродовали поверхность Земли, а теперь мечтают о ресурсах планет солнечной системы. Ресурсы - основа прогресса цивилизации, от которого никуда не уйти. Люди, подчиняясь законам природы, хотят жить лучше, безопаснее, дольше. Жить в комфорте.

Первая промышленная революция на Луне.
Исследовательские путешествия в Космос очень скоро завершатся. Их сменят монотонные будни. Наступит эпоха Первой промышленной революции на Луне.
Автономные атомные электростанции дадут энергию проходческим комбайнам, которые построят тысячи километров подземных обитаемых тоннелей, многокилометровая толща гор лунного базальта защитит обитаемые станции от космического воздействия.
Люди будут прилетать на Луну по так называемому «вахтовому методу»: одна бригада будет сменять другую. Сменные обитаемые модули после отлета очередной бригады на Землю будут сжигаться: люди привезут с собой в своем организме, в еде вирусы, грибы, неубиваемые потомки-мутанты которых могут уничтожить в перспективе самих людей.
Первая промышленная революция будет основана на добыче водяного льда из лунного грунта на северных склонах кольцевых гор кратеров. Его там примерно столько же, как при рентабельной добыче золота на земле – 5 г на тонну грунта. Электрическая энергия обеспечит расщепление воды на водород и кислород. Эти два вещества, помимо самой воды, станут основой лунной жизни. Кислород нужен для дыхания людей, водород отличное топливо для сжигания с кислородом.
Задача лунной промышленности: поддержка работы лунного космодрома для пролетов на Марс и другие планеты Солнечной системы. Ракеты-носители и космические корабли смогут заправляться на Луне компонентами топлива: водородом и кислородом.
Наличие лунной промышленности неизбежно породит проблему транспорта.
На Луне нельзя строить дороги – то есть разрушать поверхность. Идеальным вариантом могут быть рельсовые дороги, рельсы можно отливать из добытого в тоннелях базальта: базальтовые рельсы ничем не хуже чугунных. Тех, что использовали для передвижения первых паровозом.
И паровозы на Луне тоже нужны. Но лунные условия отличаются от земных. И две главные паровозные проблемы Земли: необходимость пополнять котел паровоза водой на каждой станции – пар выбрасывается в атмосферу, и взрывобезопасность парового котла, - на Луне придется решить.
Эти две проблемы были решены и на Земле: еще в XIX веке был предложен двигатель внешнего сгорания Stirling engine. Он основан на свойстве газов расширяться при нагревании и уменьшать свой объем при охлаждении. Газ (воздух) находился во внутренней замкнутой полости двигателя.
Паровоз тогда не уступил своего первого места, он уже стал привычным, воды было много, качество стали для котлов повысили. Первые же попытки создать автомобильные Stirling engine показали, что его коэффициент полезного действия намного выше парового двигателя и двигателя внутреннего сгорания. Но все решили ресурсы: оказалось, что выгодно добывать нефть, делать бензин, дизельное топливо и продавать топливо в массовых количествах для двигателей внутреннего сгорания. Сотни миллионы автомобилей, железнодорожных локомотивов, турбин морских кораблей требуют сотни миллионов тонн нефти – это мировой, незыблемый в настоящее время, бизнес.
На Луне все будет решать экономическая целесообразность и отдаленность от земных ресурсов – никто не собирается организовывать поставку ресурсов на Луну, наоборот: ожидается поставка ресурсов на Землю с Луны!
Следует вспомнить, что в самой экономически развитой стране Европы, Германии, множество людей пользуются велосипедами. Это дешевле всего, это не показатель спортивности нации.
Да, люди на Луне будут перемещаться на велосипедах. Конструктивно велосипеды будут проще, вообще не будут ломаться. Вполне вероятно, что изобретенный в Италии велосипед без спиц модели Nulla станет прототипом «луносипедов».

Лунный транспорт: экономически доступный вид транспорта для Луны и Марса.

Луноход, Марсоход: супердорогой исследовательский автономный аппарат эпохи исследований и первых экспедиций на Луну и Марс.

Мечты о реальных полетах к звездам родились у человечества в начале 1900-х годов на волне невероятных достижений промышленной революции. Эту революцию совершили люди, водяной пар и уголь в виде окаменевшей древесины.
Мечты и до сих пор не оставляют нас всех. Современными Ferdinand Magellan и Christopher Columbus движут любопытство, жажда приключений, адреналин. Они готовы лететь в один конец, рискуя не вернуться домой. За ними ...непомерная жадность прагматичных бизнесменов. Они уже изуродовали поверхность Земли, а теперь мечтают о ресурсах планет солнечной системы. Ресурсы - основа прогресса цивилизации, от которого никуда не уйти. Люди, подчиняясь законам природы, хотят жить лучше, безопаснее, дольше. Жить в комфорте.

Первая промышленная революция на Луне.
Исследовательские путешествия в Космос очень скоро завершатся. Их сменят монотонные будни. Наступит эпоха Первой промышленной революции на Луне.
Автономные атомные электростанции дадут энергию проходческим комбайнам, которые построят тысячи километров подземных обитаемых тоннелей, многокилометровая толща гор лунного базальта защитит обитаемые станции от космического воздействия.
Люди будут прилетать на Луну по так называемому «вахтовому методу»: одна бригада будет сменять другую. Сменные обитаемые модули после отлета очередной бригады на Землю будут сжигаться: люди привезут с собой в своем организме, в еде вирусы, грибы, неубиваемые потомки-мутанты которых могут уничтожить в перспективе самих людей.
Первая промышленная революция будет основана на добыче водяного льда из лунного грунта на северных склонах кольцевых гор кратеров. Его там примерно столько же, как при рентабельной добыче золота на земле – 5 г на тонну грунта. Электрическая энергия обеспечит расщепление воды на водород и кислород. Эти два вещества, помимо самой воды, станут основой лунной жизни. Кислород нужен для дыхания людей, водород отличное топливо для сжигания с кислородом.
Задача лунной промышленности: поддержка работы лунного космодрома для полетов на Марс и другие планеты Солнечной системы. Ракеты-носители и космические корабли смогут заправляться на Луне компонентами топлива: водородом и кислородом.
Наличие лунной промышленности неизбежно породит проблему транспорта.
На Луне нельзя строить дороги – то есть разрушать поверхность. Идеальным вариантом могут быть рельсовые дороги, рельсы можно отливать из добытого в тоннелях базальта: базальтовые рельсы ничем не хуже чугунных. Тех, что использовали для передвижения первых паровозом.
И паровозы на Луне тоже нужны. Но лунные условия отличаются от земных. И две главные паровозные проблемы Земли: необходимость пополнять котел паровоза водой на каждой станции – пар выбрасывается в атмосферу, и взрывобезопасность парового котла, - на Луне придется решить.
Эти две проблемы были решены и на Земле: еще в XIX веке был предложен двигатель внешнего сгорания Stirling engine. Он основан на свойстве газов расширяться при нагревании и уменьшать свой объем при охлаждении. Газ (воздух) находился во внутренней замкнутой полости двигателя.
Паровоз тогда не уступил своего первого места, он уже стал привычным, воды было много, качество стали для котлов повысили. Первые же попытки создать автомобильные Stirling engine показали, что его коэффициент полезного действия намного выше парового двигателя и двигателя внутреннего сгорания. Но все решили ресурсы: оказалось, что выгодно добывать нефть, делать бензин, дизельное топливо и продавать топливо в массовых количествах для двигателей внутреннего сгорания. Сотни миллионы автомобилей, железнодорожных локомотивов, турбин морских кораблей требуют сотни миллионов тонн нефти – это мировой, незыблемый в настоящее время, бизнес.
На Луне все будет решать экономическая целесообразность и отдаленность от земных ресурсов – никто не собирается организовывать поставку ресурсов на Луну, наоборот: ожидается поставка ресурсов на Землю с Луны!
Следует вспомнить, что в самой экономически развитой стране Европы, Германии, множество людей пользуются велосипедами. Это дешевле всего, это не показатель спортивности нации.
Да, люди на Луне будут перемещаться на велосипедах. Конструктивно велосипеды будут проще, вообще не будут ломаться. Вполне вероятно, что изобретенный в Италии велосипед без спиц модели Nulla станет прототипом «луносипедов».

И придется пользоваться рельсовым пассажирским и грузовым транспортом, локомотивы побегут по рельсам, уложенным в пыли лунного грунта.
Только пар не будет сбрасываться, а источником тепла для превращения тепловой энергии в механическую станут газовые форсунки на водороде и кислороде.
Как оказалось, Stirling engine и сейчас не исчез: шведские подводные лодки типа Gotland используют эти двигатели в их конструктивно совершенном исполнении: большая разница температур нагрева и охлаждения заправленного внутрь двигателя газа (гелий или водород под высоким давлением) обеспечивается охлаждением жидким кислородом, который необходим для дыхания. Свои Stirling engine для японских подводных лодок предлагает компания Kawasaki Heavy Industries (Kawasaki).
Известно множество моделей Stirling engine, они производят не только механическую энергию, но и электрическую, приводя в действие генераторы электроэнергии.

Среда обитания в подводной лодке (замкнутое пространство для выживания людей в чуждой среде) практически такая же, какой она будет на лунной базе. Так что прототип лунного транспортного средства имеется.
NASA тоже не обошло вниманием Stirling engine. Он используется для преобразования тепловой энергии экспериментального ядерного ректора (KRUSTY — Kilopower Reactor Using Stirling Technology) в электрическую, в 2020 году проект остановлен из-за недофинансирования. Агрегат пригоден для космических аппаратов. Солнечные панели бесполезны на большом удалении от Солнца, и в принципе не дают большой мощности. В США в конструкции генератора нашли применение отходы военного ядерного производства: в нагревательном элементе используется уран-238. Вряд ли можно себе представить, что по проспектам в Нью-Йорке будут ездить ядерные автомобили, точно так же они не нужны и на Луне в эпоху Первой промышленной революции.

Kilopower. Credit NASA

Но период исследований допускает любые варианты. Сейчас ожидается отправка марсианского автономного транспортного аппарата Curiosity. Для многолетней эксплуатации без ядерного источника энергии ему не обойтись. Все желающие могут бесплатно приобрести «пассажирский билет» на борт Curiosity по программе NASA  MARS 2020 ROVER.

Можно предположить, что в перспективе транспорт на Луне будет основан на применении принципов двигателя внешнего сгорания - Stirling engine.

Вторая промышленная революция на Луне.
Она неизбежна: придет понимание, что уничтожать ресурсы Луны недопустимо, потому что их добыча будет все дороже и дороже. Все, что необходимо, будут обеспечивать технологии термоядерного синтеза: таким образом, будут использоваться уже межзвездные ресурсы Вселенной. Для нас неисчерпаемые.
Предполагать технический уровень поселений на Луне, какой транспорт будет необходим в этот период, пока преждевременно.
А до этого будет освоен Марс: лунный космодром используют для транспортных экспедиций на Марс.

Марс. Дорога в один конец.
В современных условиях полет на Марс в организме человека накопит половину смертельной дозы космического излучения. Пока – это дорога в один конец, обратно никто не сможет вернуться.
Так будет продолжаться недолго: первые колонисты запустят на Марсе генераторы кислорода, появится атмосфера, искусственные грунты для выращивания урожаев в теплицах обеспечат людей продуктами питания. Это будет Новый Свет. Здесь будут жить Homo marsianus, мутировавшие люди.
Полеты на Марс можно будет совершать быстрее.
Однако, можно предположить, что все хорошее когда-то заканчивается. Неизбежен вариант, когда земных ресурсов для полетов на Марс окажется недостаточно: люди на Земле будут постоянно стремиться к суперкомфорту, для чего необходимо потреблять бесконечно много ресурсов. После «выкачивания» марсианских ресурсов о космосе забудут, о полетах на Марс будут вспоминать, как о какой-то древней легенде.
Экономика решает все. Экономика – это практическая жадность.

Забытые марсианские люди, превратившиеся в Homo neanderthalensis marsianus, будут вынуждены выживать в суровых условиях Красной планеты, заниматься тяжким физическим трудом, жить впроголодь и умирать от неизлечимых болезней. Они окажутся в условиях минимальных экономических возможностей.
По вечерам, греясь у костра из костей одичавших животных, они будут спрашивать друг друга: а есть ли жизнь на Земле?

Александр Жемчугов,

писатель-фантаст

3. ЛУННАЯ ЭНЕРГЕТИКА

Помимо традиционных атомных электростанций (АЭС) большой мощности от 1 ГВт и более на (базе модернизированной земной схемы атомной электростанции), на Луне могут возникнуть потребности в кратковременном получении значительно большей мощности.
В представленном на этом сайте техническом предложении (Poster 9, Space Cruiser Lagrange) для перелета челночного грузового корабля с орбиты Земли на орбиту Луны потребуется 8 минут работы реактивного двигателя тягой 100 тс.
В двигателе газ (водород) в импульсном СВЧ-нагревателе превращается в ионизированную плазму, истекающую из сопла двигателя.
Для работы такого двигателя требуется дистанционно передать на корабль, находящийся на орбите Земли, в течение требуемого времени мощность в сверхвысокочастотном диапазоне. Например, в ночное время потребуется мощность всех электростанций Украины, работающих 8 минут (установленная мощность украинских электростанций около 55 331 МВт). Сведения о технических особенностях Space Cruiser Lagrange приведены на странице https://institutespaceindustrialization.webstarts.com/commercialization.html.
При обратном полете к Земле Space Cruiser Lagrange должен получить энергию с поверхности Луны. Для этого целесообразно использовать накопленные запасы водорода и кислорода: магнитогидродинамический генератор (МГД-генератор, magnetohydrodynamic generator - MHD generator) использует ионизированный газ продуктов сгорания водорода в кислороде с небольшой добавкой калия, цезия или натрия (присадки) с целью повышения уровня ионизации.
Возможная схема такого МГД-генератора:

https://www.chipdip.ru/video/id000292457

Продукт сгорания топлива – вода, утилизируется, очищается и при необходимости, с помощью энергии лунных АЭС, снова разделяется на водород и кислород.
Необходимо представить возможность достижения производства такой энергии. Установленная мощность объединенных электрических сетей Украины приведена выше. Известна установленная мощность Братской ГЭС в России - 4500 МВт. В то же время, известно, что энергия, вырабатываемая двигательной установкой первой ступени ракеты-носителя «Зенит-2» (Zenit-3SL)? примерно равна Братской ГЭС. КПД выработки электроэнергии выбранного типа генератора около 50 %. Это означает, что на Луне должны работать в МГД-генераторе одновременно около 24 ракетных двигателей типа RD-171. При замене топлива (керосин + кислород) на кислород и водород мощность увеличится, и количество одновременно работающих двигателей уменьшится.
Нет никаких препятствий для установки на Луне 15-20 кислородно-водородных двигателей.

https://animation.99px.ru/animations/1198/

4. УГЛЕРОД-УГЛЕРОДНЫЕ КОНСТРУКЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ КАК ФАКТОР ТЕХНИЧЕСКОГО ПРОГРЕССА В РАКЕТНОЙ ТЕХНИКЕ

Углерод-углеродные конструкционные материала (УУКМ) являются композитами на основе использования углеродных материалов (Carbon fiber reinforced polymer , carbon fiber reinforced thermoplastic - CFRP, CRP, CFRTP; carbon composite).
Общепризнанно, что наиболее перспективными для получения углерод-углеродных композиционных материалов являются термоградиентные технологии.
Термоградиентные газофазные технологии получения УУКМ впервые в мире были разработаны в Украине, в Харьковском Физико-техническом институте в 1960-1963 годах. В тоже время были разработано технологическое оборудование и изготовлены высокотемпературные установки для получения УУКМ в Украине.
В настоящее время в ННЦ ХФТИ производятся два основных класса композиционных материалов на основе углерода: углерод-углеродные композиционные материалы (УУКМ) и графиты, связанные пироуглеродом (ГСП).
УУКМ хорошо работают на растяжение, что важно, например, для баков высокого давления.
Силовые конструкции из УУКМ имеют высокие упруго-прочностные свойства и низкий удельный вес (до 1,5•103 кг/м3) с обеспечением высокой точности размеров при изменениях температуры эксплуатации.
Углеродные волокна выгодно отличаются, например, от органопластиковых материалов, высокой термостойкостью, долговечностью, прочностью на разрыв. И конкурируют со сталями, сплавами титана – имеют значительно меньший удельный вес, более высокую прочность в правильно сконструированных конструкциях и термостойкость углерода. Поэтому УУКМ применяются и в ракетно-космической технике.
Почему конкретно?

В космическом пространстве при отсутствии веса и аэродинамического сопротивления любые механизмы хороши. Но ракета-носитель должна преодолеть сопротивление силы тяжести, аэродинамическое сопротивление атмосферы и развить достаточную скорость для того, чтобы оторваться от притяжения Земли и остаться в космическом пространстве.
Математически это можно описать абстрактной зависимостью для движения точки с переменной массой. Это известное уравнение И. В. Мещерского (1897 год):

где:
М(t) — масса материальной точки, изменяющаяся за счет обмена частицами с окружающей средой, в произвольный момент времени t;
v — скорость движения материальной точки переменной массы;
F — реактивная сила, результирующая внешних сил, действующих на материальную точку переменной массы со стороны ее внешнего окружения (в том числе, если такое имеет место, и со стороны среды, с которой она обменивается частицами, например электромагнитные силы — в случае массообмена с магнитной средой, сопротивление среды движению и т. п.);
u1(t) = v1 – v — относительная скорость присоединяющихся частиц;
u2(t) = v2 – v — относительная скорость отделяющихся частиц;
dm1/dt > 0, dm2/dt > 0 — скорость увеличения суммарной массы присоединившихся частиц и скорость увеличения суммарной массы отделившихся частиц соответственно.
Математик К. Э. Циолковский преобразовал эту формула (1897 год) для расчета конечной скорости движения ракеты на активном участке движения – с работающим ракетным двигателем. Формула имеет прикладное значение и до сих пор используется при проектировании ракет-носителей. Ее можно представить в таком виде:

где:
Jуд.ср – средняя скорость истечения газов из сопла двигателя, м/с;
∆Vпот – потери скорости от внешних факторов, м/с;
μт1 - коэффициент массового совершенства одноступенчатой ракеты (отношение массы топлива к полной стартовой массе ракеты).
Потери скорости зависят от множества внешних факторов, которые перед запуском ракеты трудно определить и трудно избежать погрешностей при их определении. Они зависят от:
- направления пуска ракеты и угол пуска;
- кривизны поверхности Земли по траектории полета;
- температуры и плотности воздуха, изменяющиеся по времени суток и при наборе ракетой высоты;
- от ветров в нижних слоях атмосферы и тропосфере;
- от допусков на параметры самой ракеты и пр.
Более удобная формула для проектирования:

(Левенко А. С. Малоразмерный ракетный комплекс с возвращаемым орбитальным аппаратом. Техническое предложение // Механика воздушно-космических систем: Монография. – Д.: ООО с ИИ «Типография Украина», 2013. - 74 с.)

Реальные условия трудно учесть. Поэтому, например, в СССР, экспериментальные пуски баллистических ракет проводились по строго выверенным траекториям, то же самое относится и к пускам ракет-носителей. По известным траекториям имеются среднестатистические данные, определяющие потери скорости.
Важно понимать: при пуске ракеты с космодрома Плесецк на Камчатку (Ключи) попадание в «колышек» было возможным именно по этой причине – известные параметры траектории полета. При пуске, например, в район Индийского океана ракета не «нашла» бы это «колышек». Ситуацию исправляет заверка данных бортовой инерционной системы управления по навигационным системам (GPS и другие).
Потери незначительные, и их можно учесть практическим коэффициентом, полученным из книг, содержащих реальные данные по пускам ракет (например, по данным ГРЦ им. Макеева В. П., Россия: Павлюк Ю.C. Баллистическое проектирование ракет: Учебное пособие для вузов. — Челябинск: Изд. ЧГТУ, 1996. — 92 с.):

Из практики можно принять: Кv ≈ 1,15.
Эта упрощенная формула дает полное представление, от чего зависит максимальная конечная скорость движения ракеты: от скорости истечения газов из сопла ракетного двигателя и массового совершенства конструкции ракеты – чем меньше масса конструкции, тем лучше.

При неизменности характеристик ракетного топлива, совершенство ракеты зависит от снижения массы конструкции. Это возможно при использовании для изготовления конструкций ракеты углеродной нити вместо стали, сплавов, органопластика.

Практически это выражается в современных разработках твердотопливных ракет. Например,
в феврале 2020 года стало известно, что Исламская Республика Иран создала новую твердотопливную баллистическую ракету малой дальности (500 км) с двигателем и соплом из УУКМ. Raad-500 благодаря использованию двигателя на основе композитных материалов имеет меньший вес в сравнении с аналогами. Двигатель этой ракеты Zohair может быть использован для ракет-носителей (https://vpk.name/news/373732_v_irane_sozdali_raketu_dalnosti_500_km_s_dvigatelem_s_uglerodnym_voloknom.html).
Вероятнее всего, прототипом новой ракеты стала баллистическая ракета Fateh-110 (дальность 200-300 км), на которую ссылаются сами иранцы.
Возможно ли, заменив стальные конструкции, получить увеличение дальности в 200 км?
Для этого нужно провести исследование ракеты с известными параметрами. Это может быть ракета китайского комплекса WS-2, близкая по габаритам и конструкции с Raad-500, которая поставляется в некоторые страны.
Технические характеристики ракеты M20 для China GUIDED WEI SHI-2:
Class: Short-Range Ballistic Missile (SRBM).
Basing: Road-mobile, ground/ship-launched.
Length:7.32 m.
Diameter: 0.406 m.
Launch Weight:1,285 kg.
Payload: 200 kg.
Propulsion: Solid propellant.
Рropergol composite: Ammonium perchlorate composite propellant (APCP).
Range: 70 ÷ 200 km.
Maximum flight speed: Mach 5.6.
Status: Operational.
In Service: 2004.

Raad-500.

Параметры Raad-500 аналогичны Fateh-110, за исключением массы. Fateh-110: диаметр около 0,68 м, длина около 10,3 м, масса около 4626 кг.

.Fateh-110

Ракета М-20 китайской корпорации China Academy of Launch Vehicle Technology (CALT).

Оценка иранской ракеты в сравнении с М20 справедлива: при уменьшении габаритов уменьшается и масса полезного груза - для иранской ракеты это, вероятно, 500 кг, для китайской 200 кг. Поэтому рассматриваем М20 как прототип для сравнения.

Для проведения исследований анализируется прототип по отдельным известным техническим характеристикам.
По результатам анализа можно предположить, что максимальная высота, на которой прототип достигает скорости 5,6 Mach, составляет 24÷ 25 km.
На этой высоте такая скорость соответствует величине М = 297,7 м/с, скорость полета ракеты:
Vк = 5,6 • 297,7 ≈ 1667 м/c.
Известно, что увеличение дальности в два раза требует увеличения конечной скорости в ~1,25÷1,4 раза.
Увеличение конечной скорости прототипа может быть достигнуто за счет повышения коэффициента массового совершенства путем замены стального корпуса двигателя на углерод+углеродный (УУКМ).
Уменьшение массы корпуса двигателя будет соответствовать соотношению удельных масс хромоникелевой нержавеющей стали (ρ = 7900 кг/м3) и УУКМ (ρ ≈ 1700 кг/м3):
К1= 4,65 – соотношение удельных масс.
Масса прототипа 1285 kg. Из них ~285 кг полезный груз.
При длине 7,32 м на цилиндр двигателя приходится около 4 м, диаметр около 0,4 м, толщина стенки цилиндра около 0,01÷0,005 м. По предварительной оценке масса стального цилиндра двигателя составляет около 347 кг. Масса цилиндра может изменится при замене стали на материал углерод+углерод от 347 кг до 104 кг.
Следовательно, общая масса ракеты может уменьшится до 1042 кг.
Конечной скорости полета 1667 м/с соответствует коэффициент весового совершенства 0,508. Можно предположить, что масса топлива в этой ракете составляет около 653 кг.
При снижении общей массы до 1042 кг коэффициент весового совершенства изменится до 0,627, что может соответствовать конечной скорости движения ракеты на активном участке около 2315 м/с (увеличение скорости по сравнению с прототипом в 1,388 раза).
По среднестатистическим данным для ракет носителей скорость 2315 м/с может соответствовать дальности около 500 км.
Достигается прирост дальности на 300 км.
Можно сделать вывод: применение иранскими специалистами УУКМ вместо стали позволило не создавать новую ракету на увеличенную дальность, а модернизировать имеющуюся с увеличением дальности на 200 км.

Таким образом можно утверждать: углерод-углеродные конструкционные материалы являются фактором технического прогресса в ракетной технике

Двигатель Zohair

5. СВЯЗЬ С ВОЗВРАЩАЮЩИМСЯ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ В АТМОСФЕРЕ ЗЕМЛИ 

При использовании возвращаемых космических аппаратов – орбитеров и других, желательно иметь постоянную радиосвязь с аппаратом и аппарата с Землей. Однако, при входе в атмосферу на высотах 80-40 км (в некоторых случаях 150-60 км) вокруг аппарата образуется облако плазмы. Слой плазмы (заряженных частиц) отражает радиосигналы. Наступает период радиомолчания: связаться с аппаратом не представляется возможным традиционными средствами, аппарат не имеет доступа к наземной информации. Если учитывать скорость, с которой летят возвращаемые аппарата, то уже с высоты 30 км до приземления остается менее 3 секунд. Бесконтрольный (неуправляемый автономный без корректировки) полет может привести к нежелательным результатам. Аппарат в период радиомолчания не может использовать радиолокаторы локаторы бокового обзора - SLAR (Space), для ориентации на местности.
Эффект назван (не официально) Radio Silence During Fiery Re-Entry.
Эта проблема, которая рано или поздно будет решена. Известно, что организация DARPA (США) проводит исследования по поиску варианта связи сквозь плазму. Подобные исследования ведутся во многих странах.
Исследования для гиперзвуковых аппаратов ведутся в Китае. В Харбинском институте технологий изучается возможность согласования свойств плазмы и радиоантенны для достижения резонанса, который способен «пробить» плазменный слой и позволит осуществлять связь. Согласованный слой действует как конденсатор, аккумулируя энергию в цепи антенны. Плазменная оболочка действует как индуктор. Вместе они образуют резонансный контур, создающий электромагнитные колебания, между плазменной оболочкой и воздухом. При достижении резонанса поток электромагнитной энергии переходит между плазмой и воздухом атмосферы без потерь. Связь должна обеспечиваться при изменении параметров плазмы, то есть автоматически корректируется состояние резонанса. Согласованный слой можно нанести на аппарат любой формы. Пока это теория, которая должна превратиться в технологию [1].

1. Плазменная антенна.
Нужно напомнить: плазменная антенна – тип радиоантенны, в которой вместо металлической конструкции используется плазма [2]. Идея запатентована в 1919 г.
Известны способы формирования плазмы для плазменных антенн:
- формирование проводящего канала, созданного в атмосфере под воздействием ионизирующих излучений;
- взрывные методы формирования плазменных струй в открытом пространстве;
- использование полученной в диэлектрических трубках плазмы;
- плазменные кремниевые (твердотельные) антенны;
- с плазменным рефлектором на основе скользящего по поверхности диэлектрика разряда.
Типы плазменных антенн:
- плазменные несимметричные вибраторные антенны (диполи — ПНД);
- плазменные «умные» антенны (плазменные антенные решетки — ПАР);
- плазменные «оконные» антенны (направляющие антенны);
- плазменные волноводно-щелевые антенны (ПВЩА);
- антенны с плазменными рефлекторами (отражателями).
Все это известно и применяется в наземных условиях и в военной технике.
Используется свойство высокой электропроводности плазмы (ионизированного газа).
Плазменные антенны используются для приема, передачи и ретрансляции электромагнитных сигналов.
Теоретические и экспериментальные работы по плазменным антеннам проводятся в США, Украине, Индии, Иране, России и Китае, и других странах.
Антенна перестает работать, как только плазменный генератор выключается, при этом плазма превращается в непроводящий радиоволны газ.
Такие антенны имеют преимущества: одна антенна может работать на множестве частот, имеют невосприимчивость к радиоэлектронной борьбе, имеют большую скорость передачи данных и не создают тепловой шум.

Принципы известны – дело за технологией внедрения для спускаемых космических аппаратов. Скорее всего, проблема будет быстрее решена для боевых гиперзвуковых аппаратов, например, таких, как Ю-71 (Россия), DF-ZF WU-14 (Китай), Х-51А Waverider Boeing (США), SR-72 Lockheed Martin (США).

2. Пути решения проблемы.
В советское время в СССР были опробованы и использованы несколько технологий. Наиболее стабильные характеристики получались при вынесении антенны за слой плазмы.
Современный китайский вариант описан выше.
В США на орбитальном корабле Space Shuttle проблема частично решалсь с помощью формы многоразового корабля. Его аэродинамическая конструкция порождала области с более низкой плотностью потока плазмы, что позволяло осуществлять ограниченную связь между спускаемым аппаратом и центром управления полетом на некоторых участках траектории.
Германский аэрокосмический центр Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt; DLR совместно с исследователями из Stanford University in California провели успешные испытания новой технологии, которая в перспективе избавит космонавтов от обрыва связи при входе в атмосферу и возможно обеспечит функционирование бортовых локаторов ГСН для гиперзвуковых ракет или боевых блоков [3].
Испытания провели в Германии на наземной оборудовании, имитирующем гиперзвуковой полет в аэродинамической трубе с образованием плазмы. Антенна для приема радиосигналов была установлена за пределами потока горячего газа.
Суть идеи: в непосредственной близости от антенны передатчика генерируется отрицательное поле напряжения, которое отталкивает ионизированный поток плазмы (отрицательные ионы и электроны), тем самым открывая окно в плазменном коконе для радиосигналов. Это окно не может существовать открытым долгое время, так как: пленка плазмы не стационарна относительно объекта из- за больших скоростей потока и притяжение положительно заряженных ионов к антенне.
Таким образом можно осуществлять высокоскоростную связь в течении миллисекунд импульсом электрического поля.

Выводы.
На первом этапе разработка технологии радиосвязи для спускаемых гиперзвуковых аппаратов (орбитеров) может использовать уже ранее полученные способы: вынос антенны за плотные слои плазмы с использованием формы спускаемого аппарата. Такая связь неизбежно будет импульсной, т.е. кратковременной, но и достаточной для кратковременности полета.
Можно надеяться, что ученые Харбинского института технологий сумеют создать более прогрессивный вариант связи в условиях переменных параметров плазмы. В рассматриваемой китайскими учеными технической идее связь может быть постоянной.
Для приведенного на сайте Institute of Space Industrialization (ISI) Технического предложения по созданию орбитера (проект 2016QD-Ukraine-006) предполагается использовать связь первого этапа.
При торможении орбитеров USC-500-X, USC-1000-X на высотах менее 200 км предполагается выпускать стальной трос с тормозным аэродинамическим устройством (ТАУ). Трос, в том числе, будет выполнять функцию антенны для радиосвязи. На высотах менее 80 км основное торможение до выпуска посадочного парашюта осуществляется за счет аэродинамической формы аппаратов, ТАУ сбрасывается, и радиосвязь, а также ориентация на местности, выполняются традиционными методами.

Ссылки:
1. Китайская физика для связи через плазму на гиперзвуке -

http://www.cqham.ru/forum/showthread.php?30600-%CA%E8%F2%E0%E9%F1%EA%E0%FF-%F4%E8%E7%E8%EA%E0-%E4%EB%FF-%F1%E2%FF%E7%E8-%F7%E5%F0%E5%E7-%EF%EB%E0%E7%EC%F3-%ED%E0-%E3%E8%EF%E5%F0%E7%E2%F3%EA%E5
2. Плазменная антенна -

https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9F%D0%BB%D0%B0%D0%B7%D0%BC%D0%B5%D0%BD%D0%BD%D0%B0%D1%8F_%D0%B0%D0%BD%D1%82%D0%B5%D0%BD%D0%BD%D0%B0
3. Конец радиомолчания — новый метод для связи с космическим аппаратом - https://habr.com/ru/post/401297

6. СВЯЗЬ С ПОДВОДНОЙ РАКЕТОЙ

На сайте Institute of Space Industrialization (ISI) представлено техническое предложение по ракетному подводному аппарату «Sea Eye – Underwater Missile». Аппарат используется автономно, имеет на борту инерциальную систему управления, связанную с точкой старта и расчетной конечной точкой. При движении на дистанции до 500 км может возникнуть необходимость связи с землей. При движении на глубинах 8-50 м это представляет определенную трудность: обычные радиоволны быстро затухают в соленой воде - электролите, которая является хорошим проводником электричества.
Исключение - длинноволновая связь. Может использоваться выбрасываемая антенна длинноволновой связи, но для эффективного обмена радиосигналом длина антенны должна быть сравнимой с длиной волны. Для сверхдлинных волн длина волны более 10 км.
Известны:
- радиоволны крайне низких частот (extremely low frequencies , ELF, частота 3—30 Гц) легко проходят сквозь Землю и морскую воду;
- радиоволны сверхнизких частот (super low frequencies, SLF, 30—300 Гц) также легко проникают сквозь Землю и морскую воду, но имеют размеры элементов антенн на порядок меньше;
- радиоволны инфранизких частот (infra low frequencies, ILF 300—3000 Гц) имеют более компактные элементы антенн, но меньшее проникновение в толщу морских и земных глубин;
- радиоволны очень низких частот (very low frequencies, VLF 3—30 кГц) имеют еще более компактные антенны по сравнению с предыдущим диапазонам, но могут проникать в морскую воду только на глубины до 20 метров, преодолевая поверхностный скин-эффект.
Выбор не большой: вести за собой антенный шнур в 10 км длиной, конечно, можно, но не очень удобно, тем более, что информативность длинноволновой связи ограничена. И диапазон, очевидно, только VLF.

«Very low frequency (VLF) radio waves can penetrate seawater a few hundred feet, and many navies use powerful VLF transmitters for submarine communications. A few nations have built transmitters which use extremely low frequency (ELF) radio waves, which can penetrate seawater to reach submarines at operating depths, but these require huge antennas. Other techniques that have been used include sonar and blue lasers».

https://en.wikipedia.org/wiki/Communication_with_submarines

Весь расчет на скорость технического прогресса. И это себя оправдало: в 2019 г. появилось сообщение: SLAC National Accelerator Laboratory Министерства энергетики США разработала новую карманную антенну, которая должна будет обеспечить возможность работы мобильной связи в местах, где обычные радиосистемы не работают – в частности, под водой, в подземельях, а также на дальних расстояниях в воздушном пространстве (http://mediasat.info/2019/05/03/super-antenna).
Устройство использует VLF 3—30 кГц с длинной волны от десятков до сотен миль. Возможна передача коротких текстовых сообщений.
Для нашего Технического предложения это означает выбор глубины для основного движения на уровне 20 м.
Исследователи, используя новый технический подход и новые принципы физики, решили главную проблему: добились сокращения длины антенны до портативного уровня.
Для передачи VLF-сообщения устройство использует пьезоэлектрический эффект, преобразующий механическое напряжение в электрический заряд.

Сокращение длины антенны до минимума обеспечено способом подгонки длины излучаемой волны: многократное переключение длины волны в процессе работы позволило им передавать информацию с большей шириной канала. Такое решение позволило достичь скорости передачи данных 100 бит в секунду.
При скорости 200 км/час на дальности 500 км время подводного путешествия составит до 2,5 часов, связь с землей иметь желательно.
Институт разработал Технические предложения по нескольким конструкциям подводных автоматических аппаратов (Теория и практика скоростного движения под водой: https://institutespaceindustrialization.webstarts.com/analytics.html).

7. HYPOTHETICAL LAUNCH VEHICLE & LRE VAPOR-10

1. Two-stage rocket.
2. Starting weight ~ 60 t.
3. Thrust of the engine of the first stage of the rocket 80 tf.
(cluster engine, 8 chambers each with a thrust of 10 tf; steering - center chamber).
Thrust of the engine of the second stage of the rocket 20 tf (cluster engine, 2 tilt cameras with steering function).
4. Tanks Construction Material - Aluminum Alloy.
5. Payload 300-600 кг.

LRE Vapor-10

A liquid propellant rocket engine (LRE) is a three-component.
Overheated water vapor flows out of the engine nozzle. The coolant (water) is transferred to the state of steam in the combustion chamber of the engine, due to the combustion reaction of kerosene in oxygen. Cryogenic oxygen is supplied to the chamber as gas after heating by a gas generator.
Advantages over Oxygen-Kerosene LRE:
- temperature in the combustion chamber 2300 °C (instead of 3500 °C);
- at the nozzle exit, water vapor is ideal for a rocket engine;
- increased environmental friendliness;
- low consumption of cryogenic oxidizing agent;
- lack of a turbopump (tank pressure 25 kgf /cm2, in the combustion chamber 20 kgf /cm2).
Used traditional aluminum alloys, steel.
Supercharging of all tanks is hot: due to a gas generator (with excess fuel). The gas generator is used to pressurize tanks and ignite kerosene with oxygen in the combustion chamber: kerosene auto-ignition temperature in oxygen + 400 оС.
Engine impulse 3475 m/s, specific impulse 381 s.
Thrust of one chamber 10000 kgf.
The fuel consumption for one chamber is 28.2 kg/s.
The critical sectional area of the nozzle is 112.8 cm2.
The diameter of the critical section is 12 cm.

For eight combustion chambers of the first stage, the fuel consumption is 225.6 kg/s.
For the operating time of the first stage engines 160 s, the fuel weight will be 36 tons.

The construction material of the engine chamber is stainless steel.
Heat-resistant coatings.

Engine creation time 2 years.

© Alexander Levenko, 09.04.2020.

In the world: The World Is Not Enough (WINE) is a US project developing a refuelable steam engine system for spacecraft propulsion. WINE is a joint project of Honeybee Robotics, the University of Central Florida, and Embry–Riddle Aeronautical University in Florida.

Salman TVC Motop - Qased SLV, April, 2020. Islamic  Republic of Iran.

8. "ХОЛОДНЫЙ" РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ДЛЯ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ МИКРО РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ - SCIENCE & SPACE LLC

"COLD" ROCKET ENGINE FOR THE FIRST STAGE OF A MICRO LAUNCH VEHICLE - SCIENCE & SPACE LLC

На нашем сайте в разделе COMMERCIALIZATION представлен ряд "холодных" жидкостных ракетных двигателей на высококонцентрированных водорода пероксиде и абсолютированном спирте этиловом. В настоящее время подготовлено Техническое задание на проектирование и конструирование двигателя RD-05 для первых ступеней микро ракет-носителей.

Двигатель относится к ряду пероксидно-спиртовых однокамерных «холодных» жидкостных ракетных двигателей (ЖРД): RD-100N, RD-0.5, RD-10 авторской разработки. В украинской компании Science & Space LLC разработан проект и выпущены чертежи на серийный вариант двигателя тягой 10 тс под названием GreenSpace-10 (GS-10).
Предназначен для использования в качестве маршевого двигателя многоразовых маневрирующих космических аппаратов (орбитеров, апогейных ступеней, разгонных блоков ракет-носителей), маршевых двигателей микро ракет-носителей, рулевых двигателей малых ракет-носителей. Конструкция ЖРД позволяет осуществлять качание камеры сгорания рулевым приводом для изменения вектора тяги.
Общие требования к двигателю и основные расчеты приведены в монографии (Левенко А. С. Универсальный ЖРД. Техническое предложение. Механика воздушно-космических систем: Монография. – Д.: Стилус, 2012. - 56 с.; Левенко А. С. Малоразмерный ракетный комплекс с возвращаемым орбитальным аппаратом. Техническое предложение // Механика воздушно-космических систем: Монография. – Д.: ООО с ИИ «Типография Украина», 2013. – 74 с.; Левенко А. С., Паук О. Л., Присяжный В. И. Ракетно-космический комплекс. Техническое предложение // Механика воздушно-космических систем: Монография. – Д.: Середняк Т. К., 2014. - 64 с.).
Особенностью этого ряда пероксидных маршевых двигателей является использование факела пламени в камере сгорания, так как топливо не является самовоспламеняющимся. И хотя при прогреве камеры сгорания происходит высокотемпературное воспламенение разлагающегося водорода пероксида и этилового спирта, на переходных режимах, при запуске двигателя, факел пламени исключает взрывные пульсации горения в камере сгорания.
Управляемое взрывное горение ракетного топлива в камере сгорания с пульсациями определенной частоты является эффективным, так как взрыв сам по себе более эффективен, чем горение. В случае RD-0.5 пульсация не рассматривается как рабочий процесс. Используется вариант стабильного горения без дополнительных вибрационных нагрузок на ракетный аппарат от пульсаций в камере сгорания двигателя.
В качестве узла воспламенения в двигателе RD-0.5 применен двигатель малой тяги RD-100N-1 (без сопловой части). Узел воспламенения имеет в своем составе две камеры сгорания, расположенные последовательно: в первой происходит разложение водорода пероксида и его воспламенение с использованием электроискровой электронной зажигалки с этиловым спиртом. Для снижения температурной нагрузки на элементы зажигалки соотношение компонентов топлива в первой камере сгорания обеспечивают температуру горения не более 1000 оС (температура соответствует условиям эксплуатации свечи зажигания в автомобильном двигателе внутреннего сгорания). В первой камере сгорания узла зажигания возможны пульсации горения. Первая и вторая камеры сгорания разделены критическим сечением, и пульсации в первой камере сгорания не передаются во вторую.
Во второй камере сгорания в поступающий факел пламени из первой камеры сгорания добавляется компонент топлива для обеспечения полного сгорания, температура во второй камере сгорания рабочая. Через критическое сечение второй камеры сгорания факел пламени подается в основную камеру сгорания двигателя RD-0.5. Превышение давления во второй камере сгорания узла зажигания над давлением в камере сгорания RD-0.5 и сверхзвуковой характер истечения продуктов сгорания обеспечивают стабильность факела пламени.
Компоненты топлива поступают под давлением через упрощенные струйные форсунки (отверстия в торовидных полостях подачи компонентов) под углом, обеспечивающим пересечение струй в зоне пламени факела. При температуре пламени факела высококонцентрированный водорода пероксид разлагается со взрывным характером, выделяя атомарный кислород и перегретый пар. Разложение водорода пероксида фактически обеспечивает максимальный уровень распыления окислителя, без использования сложных конструкций форсунок. Этиловый спирт испаряется в пламени факела угла зажигания и превращается в газообразное состояние. Эти два фактора обеспечивают максимальную степень смешивания компонентов для процесса горения с обеспечением частиц на уровне молекул и атомов.
Атомарный кислород при высокой температуре пламени окисляет высококонцентрированный (абсолютированный) этиловый спирт.
Разложение водорода пероксида происходит с выделением тепла, атомарный кислород активно реагирует с этиловым спиртом, водяной пар создает дополнительное условие полного сгорания этилового спирта (необходимость присутствия воды для эффективногоо сгорания этилового спирта определена еще при проектировании ракеты Агрегат-4, Германия) и сам при этом дополнительно нагревается.
В результате горения компонентов топлива через сопло камеры сгорания истекает, в основном, перегретый водяной пар, а также некоторое количество газообразных окислов углерода. Достигается высокий эффект и обеспечивается достаточно высокая скорость истечения газа на уровне достижения удельного импульса тяги 329,8 с на уровне моря при температуре сгорания компонентов топлива 2238 оК (1965 оС) и давлении в камере сгорания 150 кгс/см2.
Эту температуру можно считать низкой, например, в сравнении с температурой сгорания компонентов в кислородно-керосиновом ЖРД на уровне 3676 оК (3403 оС) – двигатель RD-170/RD -171, НПО «Энергомаш», Россия - http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm.

Таким образом, двигатель RD-0.5 является «холодным» (температура в камере сгорания пероксидно-спиртового двигателя ниже на 1438 градусов, чем в распространенных кислородно-керосиновых двигателях), в конструкции могут использоваться доступные конструкционные материалы.
Двигатель надежный, может использоваться многократно. В том числе и по причине того, что оба компонента являются простыми химическими веществами, не оставляющими после сгорания твердых частиц сажи, смол – кроме того, оба компоненты являются активными растворителями и при работе двигателя промывают внутренние магистрали.
Выбор воспламенения компонентов топлива с использованием узла зажигания (форкамеры) с упрощенными струйными форсунками конструктивно удлинил камеру сгорания для обеспечения эффективного разложения водорода пероксида, смешивания компонентов и их воспламенения.
Качание камеры сгорания с соплом в составе ракетного аппарата для изменения вектора тяги потребовало применения в конструкции узлов подачи окислителя и горючего в камеру сгорания через специальные узлы подвода, расположенные по оси вращения камеры. Учтено, что водорода пероксид до попадания в камеру сгорания не должен разлагаться – это вводит некоторые ограничения по применяемым конструкционным материалам, узлам уплотнений.
Компоненты топлива подаются к двигателю без использования турбонасосного агрегата под давлением 170 кгс/см2, давление во второй камере сгорания узла зажигания RD-100N-1 160 кгс/см2 (в штатном варианте двигателя RD-100N 260 кгс/см2 для обеспечения тяги 10,2 кгс), давление в камере сгорания двигателя RD-0.5 150 кгс/см2. Перепад давления на струйных форсунках 20 кгс/см2.
Требуется давление в баках (шарбаллонах) с топливом поддерживать газом под давлением (азот, гелий) 175 кгс/см2. В конструкции двигателя применяются шарбаллоны с газом высокого давления до 270 кгс/см2, с понижающими редукторами перед баками с компонентами топлива.
Топливные баки оснащены мембраной, разделяющей газовую и жидкостную полости. Заправка баков компонентами – вакуумная, с заполнением жидкостной емкости под атмосферным давлением самотеком компонента из заправочной емкости. Мембраны в баках со стороны жидкости покрыты алюминиевой фольгой для обеспечения стабильности водорода пероксида и исключения влияния этилового спирта на материал гибкой мембраны.
Шарбаллоны с газом высокого давления не имеют мембраны.
Для снижения массы и повышения прочности шарбаллоны могут изготавливаться путем намотки на тонкостенный стальной леер (из стали 12Х18Н10Т толщиной 0,5 мм) углеродной нити с образованием композитной углерод+углеродной конструкции (УУКМ).
Заправленная компонентами двигательная установка может храниться в нормальных климатических условиях в течение до одного года до запуска ракетного аппарата. Ограничение вызвано применением водорода пероксида, способного разлагаться в замкнутом объеме до 0,6% - 1% объема водорода пероксида в течение одного года (Космонавтика: Энциклопедия / Гл. ред. В. П. Глушко; Редколлегия: В. П. Бармин, К. Д. Бушуев, В. С. Верещетин и др. – М.: Сов. Энциклопедия, 1985. – 528 с., ил., 29 л. ил.; John C. Whitehead, Lawrence Livermore National Laboratory L-43, PO Box 808 Livermore, CA 94551 925-423-4847 jcw@llnl.gov - http://airbase.ru/modelling/rockets/res/trans/h2o2/whitehead.html).
Для справки: нормальные климатические условия - температура окружающего воздуха от 15°С до 35°С; относительная влажность от 45% до 75%; атмосферное давление от 650 до 800 мм рт. ст.

Двигатель имеет укороченное сопло, на поворотном валу установливается рычаг, позволяющий рулевому приводу отклонять камеру сгорания. Через вал подаются компоненты топлива.

На рис. представлена схема и габаритный чертеж GS-10.

Подача компонентов осуществляется в узел зажигания через дроссельные шайбы с расчетными диаметрами отверстий. 
На рисунке не показана электронная искровая зажигалка в первой камере узла зажигания.

Уточненные технические характеристики RD-05 для первой ступени ракеты-носителя представлены в таблице.

Сопло изображено коническим, профиль может выполняется по требованиям: Левенко А. С. Малоразмерный ракетный комплекс с возвращаемым орбитальным аппаратом. Техническое предложение // Механика воздушно-космических систем: Монография. – Д.: ООО с ИИ «Типография Украина», 2013. - 74 с.; Левенко А. С., Паук О. Л., Присяжный В. И. Ракетно-космический комплекс. Техническое предложение // Механика воздушно-космических систем: Монография. – Д.: Середняк Т. К., 2014. - 64 с.
Коническое сопло проще в изготовлении, отказ от профилированного сопла означает потерю тяги на величину около 1,5 %, что не является критическим. Сопло укорочено для работы в условиях старта на уровне моря, длина сопловой части 163 мм.

Главный конструктор проекта А. С. Левенко

9. 神龙 – SHENLONG – БОЖЕСТВЕННЫЙ ДРАКОН

Китай продолжает удивлять мир новыми космическими достижениями: 4 сентября 2020 года в 05:28 UTC со стартового комплекса LC43/901 космодрома Цзюцюань стартовала тяжелая ракета Чанчжэн-2F/T3 (Long March или Великиий Поход-2G/T3). Ракета-носитель вывела в космическое пространства экспериментальный возвращаемый космический самолет. Он находится на орбите с наклонением 50,2 градуса, минимальной высотой 332 км и максимальной 348 км.
Как сообщают средства массовой информации – запуск экспериментального космоплана окутан тайной!
Странно об этом читать: сведения о разработке китайского аналога Shuttle или советского «Бурана» появились еще в середине 90-х годов ХХ в. В 2002-2012 годах слухи обросли подробностями. Две космические корпорации Китая: CALT и CAST- заявили о разработке космических возвращаемых самолетов. Проектов было множество. Наиболее перспективные два. Первый с аппаратом, который имеет собственные ракетные ускорители для выхода в космическое пространства. Второй – более перспективный из-за наличия универсальных ракет-носителей – напоминает уменьшенный вариант аппарата Х-37-В Boeing и запускается в космос ракетой-носителем.

Двухступенчатый шаттл (CALT)

Макет одноступенчатого шаттла (СAST): 
прототип - китайский Hermes, 1996 г.

Одноступенчатый аппарат известен под названием 神龙 (神龙空天飞机) –– «Божественный Дракон». Исследователи сравнивают его конструкцию с американским аналогом.

Shenlong (China reusable experimental spacecraft) прошел этап бросковых испытаний 11 декабря 2007 г., 8 января 2011 г. состоялся суборбитальный полет – Shenlong был подвешен под стратегическим бомбардировщиком Н-6.

Разработчик космического самолета China Aerospace Science and Technology Corp (CAST). В проектировании и испытаниях Shenlong участвовал институт 611 (партнер корпорации Chengdu Aircraft Corporation, CASC), который в 1980-х годах сотрудничал с Францией - во времена создания европейского орбитального корабля Hermes.
Нанкинский университет астронавтики и аэронавтики (NUAA), участвовал в разработке цифровых систем «автоматизированного проектирования» (САПР) космического корабля, (вероятно, с использованием версии французского программного обеспечения для проектирования Dassault CATIA). NUAA, возможно, обеспечил разработку управляющего компьютера и системы контроля входа в атмосферу. Северо-Западный университет (Сиань) участвовал в разработке бортовой системы управления INS/GPS (инерциальная навигационная система / навигационная спутниковая глобальная система позиционирования) Харбинский институт технологий участвовал в разработке композитных конструкций космического самолета. В Первой академии CASC темой Shenlong занимается 10-й НИИ (Институт исследований космических летательных аппаратов).
Создание китайского шаттла является частью Государственного плана развития высоких технологий 863 (国家 高技术 研究 发展 计划) с целью обеспечения задач обороны Народно-освободительной армией Китая.

Shenlong является китайским ответом на милитаризацию космоса Соединенными Штатами Америки, правительство которых заявило, что космос является зоной национальных интересов США.
Важно знать, что доктор Цянь Сюесэнь (钱学森 - Hsue-shen Tsien), который был соучредителем Лаборатории реактивного движения в Калифорнийском технологическом институте, в 1949 г. предложил концепцию космического самолета ВВС США Dyna-Soar, развитие этой программы обеспечило США создание Space Shuttle. В 1955 г. ученого, в период мракобесия холодной войны, депортировали в Китайскую Народную Республику, как шпиона (ученый как бы «воровал» свои же идеи!). Цянь Сюесэнь сделал очень много для развития ракетных технологий в Китае. В знак уважения к выдающемуся ученому, вполне возможно, и был создан Shenlong.

6 сентября 2020 года, как сообщает The New York Times: Reusable Chinese Spacecraft Lands Successfully. На второй день после запуска Shenlong приземлился в Китае. Информацию дублировали The Associated Press, информагентства Индии и других стран.

...Американские аналитики предполагают увеличение размеров Shenlong. Но в космосе размер – не главное. Хочется надеяться, что беспилотный китайский орбитер будет ближе к Project 2016QD-Ukraine-006, представленному на этом сайте (Home, Poster 2).

Project 863-706 – Космический самолет Шэньлун

10. КАКОЙ СПУТНИК НУЖЕН УКРАИНЕ?

Почти за 30 лет независимости Украины ведущее ракетно-космическое конструкторское бюро «Южное» им. М. К. Янгеля создало шесть спутников (и сейчас создает очередной с похожими техническими характеристиками), которые так и не были использованы в экономике страны или в интересах обороны, оставаясь экспериментальными и не предназначенными для серийного производства. На последний спутник Сич-2 вместе с доработкой наземного комплекса управления потратили 60 млн долларов, он был запущен в 2011 году и активно проработал около года.
Есть еще студенческие спутники Киевского политехнического института им. Игоря Сикорского (на орбите наноспутник PolyITAN-2-SAU, запущен в 2013 году) – но они экспериментальные. Хотя, по последней информации, КПИ создал совместную лабораторию космической науки с Северо-Западным политехническим университетом Китая (город Сиань), и это хорошая перспектива.
В Украине только ленивый не знает, что мировой космический рынок исчисляется доходами в миллиарды долларов в год, а что касается спутников – то есть еще и косвенный доход от использования спутниковой информации. Там мы что, не умеем, не хотим, кто-то нам мешает?
Конечно, если думать, что спутник стоит от 100 млн долларов и более, то нам удачи не видать. Нужно настраиваться на эконом-класс! Такие спутники уже изготавливают в Европе, США, Китае. Достаточно сказать, что европейский спутник типа CubeSat-6U дистанционного зондирования Земли имеет характеристики лучше, чем новый Сич-2-1 (сейчас проходит в КБ «Южное» испытания): пространственное разрешение на местности 4,75 м, а не 7,8, масса 10 кг, а не 100-150 кг (от массы зависит стоимость запуска спутника), точность поддержания высоты круговой солнечно-синхронной орбиты 2 м (боюсь предположить, что может быть у украинского варианта). Ну а стоимость группировки из двух таких спутников с наземным комплексом управления и запуском на порядок меньше стоимости системы Сич-2!!! А ведь такой спутник дополнительно выполняет и функцию контроля авиатрафика (заменяя диспетчерам наземные радары), что уже применяется в Евросоюзе и США. Может контролировать инфраструктуру Украины, обеспечивать картографию и весь набор возможностей наблюдения Земли из космоса.
Конечно же, не имея своих спутников, Государственное космическое агентство Украины через управляющую космическую организацию покупает информацию с чужих спутников. Например, китайское созвездие гражданских спутников SuperWiev (GaoJing) обеспечивает пространственное разрешение на местности 0,5 м при массе спутника около 550 кг. Есть и другие варианты, вплоть до бесплатной информации от европейских спутников Sentinel. Правда, есть и одна особенность: никто нам не продает информацию наблюдения Земли за пределами территории Украины, нет данных по зарубежным странам.
Свой спутник не имеет ограничений. Но тут уж и «по одежке протягиваем ножки»: частное малое предприятие заказывает группировку спутников эконом-класса, нечто типа «Супер» тоже можно заказать – но это совсем другая стоимость. В отличие от Европы, украинские компании не имеют ни денег, ни возможности закупить нужную аппаратуру. И тут уже дело даже не в деньгах. Возможно потому, что Украиной подписано соглашение о сотрудничестве с Россией в гражданском космосе, а ЕС накладывает санкции на Россию (недавно Франция отказалась от поставок спутникового оборудования для Российской Федерации). И Украина невольно оказывается там же.
Совершенно нормальный вариант для обслуживающей украинской компании получить спутниковую группировку прямо на орбите – нет никаких санкционных ограничений. А можно создавать совместные предприятия с зарубежными партнерами, и таким путем достигать желаемого.
Но вот вопрос: что желает Украина?
Понятно, для оборонных целей пространственное разрешение на местности в мультиспектральном диапазоне 0,5-0,3 м вполне годится. Но ведь не всегда! Ничего не видно из космоса в туман, при высокой облачности. Значит для обороны и этого мало. Выход есть: космические радиолокаторы «видят» сквозь тучи, сквозь леса, верхний слой земной поверхности. И пространственное разрешение на уровне 0,5 м возможно. Уже запущены два радиолокационных гражданских спутника компании Capella Space, США (спутники серии Sequoia созвездия Capella), масса 40-100 кг. Особенность: «тарелка» радара диаметром 3,5 м раскладывается в космосе. Компания начала со стартапа, теперь собрала около 50 млн долларов инвестиций и собирается запустить всего 36 спутников по полярной орбите. Периодичность наблюдений одной точки на Земле составит один час. И это малобюджетный вариант! Конечно же, Украина может закупать необходимые для обороны данные с этих спутников.
Для использования космической информации это очень хороший вариант. Другое дело, что нужно будет подумать о своих таких спутниках. Есть, кому этим заняться. В Украине специально для формирования, излучении, приема высокочастотного радиолокационного сигнала в диапазонах метровых, дециметровых, сантиметровых и миллиметровых волн был создан Институт радиофизики и электроники им. А. Я Усикова НАН Украины. Ученые института проектировали космические радиолокаторы для спутников «Океан-О» и «Сич-1». Спутники Sequoia могут стать для них прототипом будущих украинских радарных спутников высокого пространственного разрешения.
Но мы все об обороне. А пора подумать об экономике – как в других странах, как в США, где внедрено точное земледелие с использованием спутниковой информации. Прежде всего – это сельское хозяйство. Первая в мире коммерческая группировка спутников наблюдения Земли RapidEye (Германия), создана компанией Surrey Satellite Technology Ltd (Великобритания) специально для управления сельским хозяйством. Параметры спутников такие же, как у разработок КБ «Южное». Здесь 0,5 м не нужны. Годится и 8 м, но лучше 5 м. На основе информации с украинских спутников филиал Национального центра управления и испытаний космических средств ГКА Украины (Киев) «Днепрокосмос» (Днепр) изучил опыт RapidEye AG и создал автоматизированную программу управления виноградниками в Украине, предложил методики оценки природопользования, контроля экологии, градостроительства и многого другого... Но ничего внедрить в экономику не удалось. По очень простой причине: изготовленный за бюджетные деньги украинский спутник и его информация являются государственной собственностью, и информация не может свободно передаваться или продаваться на рынке именно потому, что это государственная собственность.
Проблема решаемая: в ГКА Украины много лет назад уже разработан проект Закона Украины об использовании данных ДЗЗ (вариант «Днепрокосмоса»: Закон України «Про державне регулювання у сфері дистанційного зондування Землі аерокосмічними об’єктами»). Но он так и не попал в парламент. Нет слов!
Поэтому остается надеяться на частно-государственное партнерство. Возможно в этом варианте космическая деятельность в Украине начнет реально приносить доход от космической информации.
В апреле 2020 года вышел на орбиту первый спутник-шпион Исламской Республики Иран, типа CubeSat-6U, для наблюдения поверхности Земли. В Украине последний спутник, как уже писалось, запущен девять лет назад. Не будем критиковать космическое агентство Украины и говорить о его недееспособности. Пришел новый руководитель из бизнеса, Усов Владимир Владимирович и уже уволен - теперь и.о. Лев Михаил Александрови. Назначен новый вице-премьер Украины Уруский Олег Семенович, который имеет и опыт руководства ГКА Украины, и создано новое Министерство по вопросам стратегических отраслей промышленности Украины, куда вошло ГКА Украины. Можно надеяться на получение предприятиями ракетно-космической отрасли государственных заказов, корпоратизацию, создание совместных предприятий с иностранными инвестициями.
Но опять зададимся вопросом: какой спутник нужен Украине? Да никакой! Украине нужен не спутник, от него толку мало, а серийные группировки спутников ДЗЗ во всех диапазонах наблюдения и всех типов пространственных разрешений, а также спутники отечественной низкоорбитальной связи. Это должен быть гражданский эконом-класс с высокими техническими характеристиками. Но еще более экономичен вариант эксплуатации маневрирующего и возвращающегося на Землю спутника для повторного использования, так называемого орбитера, примером которого есть американский Boeing X-37B и недавно слетавший в космос китайский Shenlong - «Божественный Дракон». Такой спутник уже может быть даже носителем космического мини-завода. Украинский вариант орбитера USC-1000-X давно предложен (https://institutespaceindustrialization.webstarts.com – Project 2016QD-Ukraine-006), рассмотрен в Китае, Австралии, Люксембурге, Испании. Дело за малым. За Украиной.

Александр Левенко
Олег Паук

Необходимые и достаточные параметры спутников для орбитальной группировки.

11. ТЕХНИЧЕСКОЕ ПРЕДЛОЖЕНИЕ НА ПРОЕКТИРОВАНИЕ РУЛЕВОГО ГИДРОПРИВОДА / TECHNICAL PROPOSAL FOR THE DESIGN OF A HYDRAVLIC STEERING MACHINE FOR A ROCKET ENGINE

На вал подачи топлива в камеру сгорания RD-0.5 устанавливается рычаг поворота камеры сгорания на ±20о (максимально возможный угол отклонения). Для управления полетом ракеты-носителя изменением вектора тяги обычно достаточно ±6о. Двигатель универсальный: при использовании в конструкции орбитера USC-1000-X-M двух RD-0.5 для выполнения сложных (авиационных) маневров понадобится отклонение камеры сгорания на максимально возможный угол.
Диаметр шарнира рычага поворота камеры сгорания 30 мм.
Плечо рычага для поворота камеры сгорания (расстояние от оси вала до оси рулевого гидропривода) составляет 60 мм. Необходимый ход штока рулевого гидропривода ± 22 мм, принимается ± 35 мм (механический упор штока внешний, в пределах угла отклонения камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя). Диаметр цилиндра гидропривода 30 мм, площадь диаметра цилиндра 7 см2. Максимальное теоретическое развиваемое усилие штока 210 кгс/см2.
Давление под поршнями штока в нейтральном положении равно рабочему, обеспечивая жесткость кинематической системы. При подаче рабочего давления золотником-распределителем под один из поршней, открывается слив из-под другого поршня.
Требуемое максимальное развиваемое усилие штока рулевого гидропривода 185 кгс.
Давление гидропитания 30 кгс/см2. Возможно использование одного каскада управления (без гидроусилителя) с отклонением распределителя жидкости в золотнике магнитоэлектрическим преобразователем.
Скорость перемещения штока 70 мм/с. Расход рабочей жидкости (масло дистиллятное минеральное РМЦ или РМ ГОСТ 15819-85) 50 см3/с.
Кинематическая вязкость масел:
- при 50 оС, мм2/с для РМ 3,8÷4,2, РМЦ 8,3;
- при -40 оС, не более, мм2/с для РМ 350, РМЦ 915.

Рулевой гидропривод с условным названием ГП 05 предназначен для отклонения камеры сгорания RD-0.5 от вертикальной оси в одной плоскости качания.
В проектировании ГП 05 использованы некоторые конструктивные решения рулевого привода второй ступени МБР АПЛ PolarisA-1 (Eastman Kodak Company, город Рочестер, Нью-Йорк - Kodak Research Laboratories / Engineering Research Division, США, 1957 год) для качания дефлектора сопла твердотопливного двигателя AJP-2F компании Aerojet General (город Сакраменто, Калифорния, США) – в части конструкции штока-поршня исполнительного механизма ГП для его непосредственной установки на рычаг поворота камеры сгорания ЖРД. Также использован конструктивный подход к быстросъемным стыковочным клапанам системы гидропитания с шариковым замком (внедрено в СССР).
Используется плоский золотник с отклоняемым пружинным элементом и с зазором между подвижным элементом и неподвижным 9-11 микрон. Аналогом можно считать конструкцию гидропривода 15Л104 (проект п/я 203 – изготовление п/я 186, Днепропетровск, Украина, 1966 год).
На входе в ГП устанавливается фильтр с тонкостью фильтрации 8 микрон с металлической фильтрующей сеткой. Могут использоваться фильтры Hebei Lianda Filter Equipment Co., Ltd. (Штаб-квартира: № 30, улица Вэйи, зона экономического развития, округ Аньпин 053600, провинция Хэбэй, Китай; ТЕЛ: + 86-318-7529090, ФАКС: + 86-318-7529191; контакт: комната 1404, блок A, международный аэропорт Иньтай, улица Гуанань, район Чанъань, Шицзячжуан, Хэбэй, Китай - marketing@lianda-filter.com; http://www.liandafilters.com – изготовление под заказ, тонкость фильтрации от 3 до 250 микрон) с гофрированной фильтрующей сеткой.

Фильтры

Заглушка быстросъемная стыковочного клапана ГП с шариковым замком (в авторском исполнении)

Для отклонения подвижной части золотника применяется магнитоэлектрический преобразователь (типа МП-220, СССР). Управление аналоговое. Праобразом рулевых гидроприводов с аналоговым управлением стали рулевые машинки фирмы Askania Werke AG (Берлин, Мариендорф-Фриденау, Германия, 1943 год) для баллистической ракеты Agregate-4.
Рулевые гидроприводы для ракет-носителей проектируются и изготавливаются ГКБ «Южное» – Южмаш (Днепр, Украина), ЗАО «Арсенал-207» (Санкт-Петербург, Россия - http://arsenal207.ru/projects.html) и др.

Для обеспечения гидропитания ГП 05 используется бортовой источник мощности. В настоящей работе его конструкция не рассматривается – возможен вариант вытеснения гидравлической жидкости из бака-цилиндра поршнем под давлением газа, имеющегося на борту. При обусловленном расходе и наличии цилиндра накопителя (давление может подаваться поочередно в основной бак-цилиндр, и цилиндр-накопитель) и непрерывной работе привода в течение 1 минут требуется объем гидравлической жидкости 1500 см3 (1,5 л). Бортовой источник мощности для орбитера USC-1000-X-M обеспечивает подачу гидравлической жидкости в два ГП 05 (объем 3 л бака-цилиндра, как и бака-накопителя тоже 3 л.).
В варианте автоматического переключения для питания гидроприводов с бака-цилиндра на цилиндр-накопитель время работы ГП 05 ограничивается бортовым запасом газа под давлением. При такой схеме гидропитания и хранении системы в заправленном гидравлически маслом виде нет необходимости в демпфирующих устройствах, учитывающих температурные изменения объема жидкости в замкнутой гидросистеме.
Схема ГП 05 представлена ниже на рисунках. Магнитоэлектрический преобразователь (МП) показан условно, без рычага качания подвижной части золотника (в золотнике показана только пружинная часть).
Фильтр на входе в ГП условно не показан.

Рассмотрена принципиальная схема ГП. При конструировании будет проведена оптимизация размеров и габаритов.

12. Гамма-лазер и дейтерид титана в термоядерном ракетном двигателе / 聚变火箭发动机中的伽马激光和氘化钛

Alexander Levenko

https://orcid.org/0000-0002-1894-8372

Идея полета в Галактике и вне ее давно связывается с использованием термоядерного ракетного двигателя. Чем больше выделяется энергии в двигателе, тем более вероятен такой полет к звездам.
Есть проекты и теоретические предположения о том, что термоядерный двигатель может иметь размер по длине до 300 м (данные имеются в интернете).
К сожалению, это мнение чиновников и только некоторых специалистов, которым «доверяется» такая тема и выделяются деньги на исследования. В таком варианте предполагается полет людей. Что является абсолютно ненужным и недопустимым. Во-первых, это неудобно: людям нужно создавать условия для жизни. Во-вторых, это вообще невозможно: даже при полете на Марс в современных условиях время перелета Земля-Марс-Земля достаточно для того, чтобы космонавтов убило космическое излучение.
Маленькое отступление. Термоядерную реакцию выдумали на письменном столе физики-математики, которые в своей жизни даже молоток в руках не держали. Поэтому они пошли по пути наименьшего сопротивления: наиболее подходят легчайшие элементы дейтерий, тритий. И им было неважно, что это газы, и что технология будет невероятно неудобной и дорогой. А твердые элементы, типа лития, их мало интересовали, потому что там еще нужно было хорошо подумать. Зачем лишние размышления?
Мы должны идти другим путем: думать, что делаем.
Поэтому мы можем исходить из предположения, что «космонавтами» должны быть не люди, а некие автоматические запрограммированные устройства. Не живые космонавты.
Наилучший вариант: использование модифицированных коронавирусов, вечных странников космического пространства. Эпидемия 2019-2021 уже показала, что коронавирус может мутировать в нужных направлениях, а это значит, что он может быть программируемым для конкретного использования.
К сожалению, наука пока на начальном пути в изучении коронавирусов.
На современном этапе мы можем ограничиться искусственными насекомыми-космонавтами: крылатыми крошечными роботами, питание которых обеспечит упомянутое космическое излучение, а размеры и массы будут такими, что термоядерный ракетных двигатель превратится в миниатюрное устройство. И это выгодно: огромная энергия синтеза хорошо сочетается с малыми размерами.
Микроскопические беспилотники-насекомые уже созданы. Для других, земных целей.
Они могут иметь размеры комара. И роботы могут использовать вибрирующие крылья в автономных полетах в пространстве: ведь пространство не пустое, оно насыщено атомами водорода и гелия, пылью, излучениями, электромагнитными проявлениями – идеальная среда для полета крошечного космонавта.
Что касается двигателя... Холодная трансмутация ядер или холодный термоядерный синтез, импульсный термоядерный твердотельный двигатель – темы уже изученные с прошлого века.
23 марта 1989 года об открытии эффекта холодного ядерного синтеза заявили в США Martin Fleischmann и Bobby Stanley Pons. Они расшевелили муравейник научных исследований, нажили именитых врагов и вместо Нобелевской премии получили преследования. Но это было время «холодной войны»: ученые в СССР отреагировали мгновенно!
Опыт последних 30 лет позволяет предполагать, что возможно использование в качестве мишени дейтерированного титана (TiH2, процесс его получения давно освоенный). Как источник высокой энергии для инициирования синтеза может использоваться лазера. Реально возможно осуществить микроскопическую импульсную термоядерную реакцию дейтерия (d) внутри кристаллической решетки металла:
d + d = 3He (0, 82 MэВ) + n (2,45 МэВ) + 3,270 МэВ (1 канал)
= Т (1,01 МэВ) + р (3,02 МэВ) + 4,033 МэВ (2 канал)
По результатам экспериментов 1989 года в СССР [1]: это образование гелия-3 (3He) с нейтроном (n) с выделением 3,27 МэВ энергии, а второй канал — с образованием трития (Т) и протона (p) с выделением 4,033 МэВ энергии.
В каждом из возможных вариантов обеспечивается выделение достаточного количества энергии на грамм молекулярного дейтерия: 87,45 ГДж/г.
Такая энергия соответствует энергии деления урана-235 (82,4 ГДж/г) и значительно превышает энергию горения нефтепродуктов в керосиновом ракетном двигателе (~42 кДж/г). Эксперимент прогнозировал получение энергии на грамм молекулярного дейтерия 96,57 ГДж/г.
Очевидно, необходимо применять импульсный гамма-лазер с питанием от одного до четырех грамм плутония, а также с использованием температуры нагрева корпуса от протекания термоядерной реакции.
Ничего лишнего в таком космическом корабле не будет: гибкая носовая часть с десантом космонавтов-«насекомых» (носовая часть должна отклоняться от оси на несколько микрон для изменения положения центра масс: таким образом будет происходить управление направлением полета), цилиндр с импульсным лазером и «камера сгорания» с мишенью из дейтерированного титана. Можно говорить о модели с центральным телом, размещенным в сопле двигателя. Все в габаритах письменного стола.
Какие-то пару месяцев – и мы будем иметь достоверную информацию о Плутоне, максимальное расстояние от него до Земли составляет 7,5 млрд км. Корабль будет разгоняться две недели, потом тормозить столько же, потом полетит обратно. Максимальная скорость полета в пространстве для такой термоядерной ракеты не ограничивается и может составлять, например, 22 млн км/час.

亚历山大•列文科

https://orcid.org/0000-0002-1894-8372

飞入飞出银河系的想法长期以来一直与热核火箭发动机的使用联系在一起。 发动机释放的能量越多，这种飞向恒星的可能性就越大。
有项目和理论假设热核发动机的长度可达 300 m（数据可在 Internet 上获得）。
不幸的是，这是官员的意见。 以及一些对这个话题“信任”的专家的意见，他们被分配了研究经费。 在这个版本中，假设了人的飞行。 这是绝对没有必要和不可接受的。 第一，不方便：人们需要为生活创造条件。 其次，这通常是不可能的：即使在现代条件下飞往火星的过程中，地-火星-地飞行的时间也足以让宇航员被宇宙辐射杀死。
小题外话。 热核反应是在物理学家和数学家的办公桌上发明的，他们一生中甚至没有手里拿着锤子。 因此，他们选择了阻力最小的路径：最轻的元素氘、氚最合适。 他们不在乎这些是气体，而且这项技术会非常不方便和昂贵。 而固体元素，如锂，对他们来说没什么兴趣，因为他们在那里仍然需要好好思考。
我们必须走另一条路：想想我们在做什么。
因此，我们可以假设“宇航员”不应该是人，而是一些自动编程的设备。 不是活着的宇航员。
最佳选择：使用改良冠状病毒，外太空永恒的流浪者。 2019-2021 年的流行病已经表明，冠状病毒可以向正确的方向变异，这意味着它可以针对特定用途进行编程。
不幸的是，对冠状病毒的研究还处于起步阶段。
在现阶段，我们可以将自己限制在人造昆虫宇航员：微型有翼机器人，由上述宇宙辐射提供动力，其尺寸和质量将使得热核火箭发动机变成微型装置。 这是有益的：巨大的聚变能量与小尺寸相得益彰。
微型昆虫无人机已经被制造出来。 用于其他世俗目的。
它们可以有蚊子那么大。而且机器人可以在太空自主飞行中使用振动机翼：毕竟太空不是空的，它充满了氢和氦原子、灰尘、辐射、电磁表现——这是一个小宇航员飞行的理想环境。
至于发动机……冷核嬗变或冷热核聚变、脉冲热核固态发动机——自上个世纪以来，人们就已经开始研究这些话题。
1989 年 3 月 23 日，Martin Fleischmann 和 Bobby Stanley Pons 在美国宣布发现冷聚变效应。 他们挑起了科学研究的蚁丘，树了仇人，结果他们不但没有获得诺贝尔奖，反而在美国受到迫害。 但那是冷战时期：苏联科学家立即做出反应！
过去30年的经验表明，可以使用氘化钛作为靶材（TiH2，其制备过程早已掌握）。 激光可用作引发聚变的高能量源。 实际上可以在金属的晶格内部进行氘（d）的微观脉冲热核反应：
d + d = 3He (0, 82 MeV) + n (2,45 MeV) + 3,270 MeV (第一频道)
= Т (1,01 MeV) + р (3,02 MeV) + 4,033 MeV (第二频道)
根据 1989 年苏联的实验结果 [1]：这是形成氦 3 (3He) 与中子 (n) 并释放 3.27 MeV 能量，以及第二个通道 - 形成氚(T) 和质子 (p) 释放 4.033 MeV 能量。
在每个可能的选项中，每克分子氘释放出足够的能量：87.45 GJ/g。
该能量相当于铀 235 的裂变能 (82.4 GJ/g)，明显超过煤油火箭发动机中石油产品的燃烧能量 (~ 42 kJ/g)。该实验预测每克分子氘产生的能量为 96.57 GJ/g。
显然，有必要使用由 1 到 4 克钚提供动力的脉冲伽马激光，以及利用热核反应过程中身体发热的温度。
这样的航天器不会有任何多余的东西：一个带有“昆虫”宇航员着陆的灵活弓（弓必须偏离轴线几微米才能改变质心的位置：这将控制飞行方向） ，带有脉冲激光的气缸，以及带有氘化钛靶的“燃烧室”。我们可以谈论一个中心体位于发动机喷嘴中的模型。

几个月后，我们将获得有关冥王星的可靠信息，它与地球的最大距离为 75 亿公里。这艘船将加速两周，然后以相同的速度减速，然后飞回。这种热核火箭在太空中的最大飞行速度不受限制，例如可以达到 2200 万公里/小时。

1

2

3

4

5

5

На рис.: 1 – энергетический блок с импульсным гамма-лазером; 2 – «камера сгорания» терморядерного двигателя; 3 – мишень из дейтерированного титана; 4 – конструкция ракеты; 5 – космонавты-«насекомые».
图中： 1 - 带有脉冲伽马激光器的功率单元； 2 - 热固性发动机的“燃烧室”； 3 - 氘化钛靶； 4 - 火箭设计； 5 - “昆虫”宇航员。

1. Сергей Александрович Цветков. Холодный ядерный синтез: мы сразу пошли своим путём - https://regnum.ru/news/innovatio/2606951.html

13. Sounding rocket "SOUTH"

14. ТЕХНОЛОГІЯ СТВОРЕННЯ ЖАРОСТІЙКИХ ДЕТАЛЕЙ РАКЕТНОГО ДВИГУНА МЕТОДОМ ПОРОШКОВОЇ МЕТАЛУРГІЇ - ВИСОКОТЕМПЕРАТУРНИЙ СИНТЕЗ, ЯКИЙ САМ ПОШИРЮЄТЬСЯ (SHS)

Технологія виготовлення критичної до температурного впливу деталі ракетних двигунів на рідкому і твердому паливі: вкладишу критичного перетину сопла, де з боку камери згоряння двигуна дозвукова течія продуктів згоряння переходить на надзвукову і потрапляє в сопло – є однією з проблемних для забезпечення надійності.
В твердопаливних двигунах неможливе охолодження цього вкладишу рідким компонентом палива, а до того ж використання алюмінію приводить до витікання з сопла двоокису алюмінію – абразивного матеріалу, що може руйнувати критичний перетин (допустиме збільшення діаметру не більше 5 %) і сопло двигуна.
В рідинних ракетних двигунах використовується складна конструкція з забезпеченням охолодження конструкції компонентом палива. Це складно, дорого і надійність забезпечується роками відпрацювання двигуна: наприклад РД-120 [1] відпрацьовувався 9 років – його використовують в ракетах-носіях «Зеніт-2» (Україна), Antares (США). Тому в двигунах багаторазового використання і підвищеної надійності необхідні матеріали, які не охолоджуються примусово.
Перед конструкторами ракетних двигунів давно поставлене питання підвищення надійності, спрощення конструкції, зниження температури експлуатації до можливості використання конструкційних матеріалів до допустимої. Поставлене завдання створення матеріалу, який може працювати при температурі на поверхні сонця – біля 5778 оК [2]. Необхідно враховувати, що температура в киснево-водневих рідинних двигунах може досягати 3673 оК (RS-25 [3], США) – вище температури кипіння заліза. В разі відмовлення від найбільш енергетично ефективних компонентів палива, допустимим є використання матеріалів, які можуть експлуатуватися до мінімальної температури 2773 оК, з високою зносостійкістю.
В ракетних двигунах знайшов застосування графіт. Графіт працездатний до температур, близьких до температури сублімації (3770 оК [4]). Однак при високих температурах різко збільшується його ерозія, а графітові вкладиші великогабаритних сопел можуть руйнуватися і від термічних напруг. Підвищення ерозійної стійкості графіту досягається введенням в його структуру кремнію, в результаті чого виходить силіційований графіт. В даний час вкладиші сопел виготовляють, в основному, з такого графіту. Для виготовлення вкладишів високонапружених сопел застосовують також піролітичний графіт, який відрізняється орієнтованим напрямком кристалів. Не треба забувати про низьку ерозійну стійкість графіту і його схильність до окислення і горіння. Тому впроваджено жаростійке корозійностійке покриття графітового вкладиша карбідами (карбід вольфраму, карбід молібдену, карбід танталу і ін.). Тобто: дорого і ненадійно, неможливо використання в багаторазових системах.
З жароміцних металів для вкладишів сопел раніше застосовували вольфрам і молібден. Температура плавлення вольфраму 3640 оК, а допустима температура стінки вкладиша 3480 оК. При цій температурі вольфрам має переваги перед графітом, так як більш стійкий до теплового удару і ерозії. Вольфрам використовують в вигляді псевдосплаву з міддю по технології порошкової металургії (легують молібденом, ренієм, міддю, нікелем, залізом, сріблом та іншими металами, оксидами,наприклад, ThO2, карбідами, наприклад, TaC і іншими сполуками, які вводять в вольфрам для підвищення його жароміцності і пластичності при температурах до 773 °К, поліпшення оброблюваності, а також забезпечення необхідного комплексу фізичних властивостей). Але вольфрам схильний до окислення навіть при кімнатній температурі.
Найбільш жаростійкими є сплави на основі вольфраму, що витримують тривалі навантаження при температурах до 2473 °К, а короткочасні - до 3023 оК. Цього не достатньо.
З 60-70-х років ХХ ст. відомі технології створення матеріалів, які задовольняють необхідним вимогам: боридів, нітридів, карбідів тугоплавких металів, і технології виготовлення, в тому числі, технологія високотемпературного синтезу, який сам поширюється (self-propagating high-temperature synthesis – SHS [5]) - процес високотемпературного синтезу або безполум’яного горіння твердих речовин і матеріалів, заснований на екзотермічної (з виділенням тепла) хімічній реакції взаємодії вихідних реагентів. Використовується просте малогабаритне обладнання, реалізуються великі швидкості процесу. До теперішнього часу створено близько 100 конкретних різновидів технології SHS, що дозволили синтезувати понад тисячу речовин і матеріалів, наносити покриття, зварювати деталі.
Нажаль, рівень розвитку технологій в світі і консерватизм прийняття рішень в ракетній галузі довгий час не давали можливості втілення в конструкції ракетної техніки таких матеріалів, які мають високу міцність, жаростійкість, твердість (зносостійкість). Винайдено у 2015 році методом атомістичного моделювання матеріал системи Hf-C-N (HfN0.38C0.51) з температурою температуру плавлення порядку 4435 °К, у 2020 р. створено подібний по тугоплавкості карбонітрід гафнію HfС0,5N0,35. Але це поки тільки перспектива.
Але вже давно відомий псевдосплав карбід танталу-гафнію ( тугоплавка хімічна сполука, що є твердим розчином на основі карбідів танталу і гафнію): Ta4HfC5, температура плавлення 4178-4263 °К, а значить може бути забезпечена температура довготривалої експлуатації 3760 °К. В Китайський народній республіці він вже використовується в ракетній техніці, і порошок карбіду танталу-гафнію вільно продається на світовому ринку: код продукції 73720600PD, № 69, долина Газель, високотехнологічна зона Xi'an City, провінція Шэньсі, КНР, e-mail:sales@funcmater.com.
В умовах ракетного двигуна (вплив на матеріал кисню і водяної пари) поверхня вкладишу з карбіду танталу-гафнію покривається тонкою плівкою нітриду титану (нітрид титану ТiN, температура плавлення 3203 °К, твердість корунду, коефіцієнт тертя на рівні фторопласту) відомою технологією катодного напилення нітриду титану в вигляді покриття на метали і неметали з використанням титанового електроду в азотному середовищі зниженого тиску (золотистий колір).
За розглянутою технологією можливе виробництво деталей ракетної техніки подвійного призначення, в тому числі – вкладишу критичного перерізу сопла ракетного двигуна, з карбіду жаростійких металів (карбід танталу-гафнію) і покриттям поверхні деталі нітридом титану, які мають особливість:
- підвищену твердість поверхні (зносостійкість) і міцність порівняно з виробами з графіту та вольфраму;
- підвищену корозійну стійкість при покритті нітридом титану в середовищі ракетного двигуна;
- низьку вартість виготовлення готової деталі (технології SHS матеріалу і покриття не потребують високої витрати енергії) в формі з галогеніду кальцію, що забезпечує високу чистоту поверхні деталі порівняно з традиційними графітовими формами порошкової металургії з використанням технологія електроімпульсного плазмового спікання (Spark Plasma Sintering, SPS);
- матеріал вкладишу - псевдосплав карбід танталу-гафнію: Ta4HfC5 з температурою плавлення 4178 °К і забезпеченням температури довготривалої експлуатації 3760 °К, що є найвищім технологічним досягненням в світі.
Розглядаються умови зниження температурі процесу SHS, що вже є світовим досягненням, для забезпечення використання форми з галогеніду кальцію.
В результаті виготовляється готова деталь, яка потребує лише шліфування та полірування. Можливе нанесення покриття для покращення якості поверхні деталі та її захисту від впливу окислювачів.
Попередні дослідження опубліковано в книзі: Дрозденко О. С., Левенко О. С. Порошкова металургія. Лекція. – Д., Домінанта Прінт, 2020. – 32 с.

На схемі нижче представлено можливу конструкцію вкладишу критичного перетину сопла ракетного двигуна.

Джерела інформація:
1. RD-120 - https://en.wikipedia.org/wiki/RD-120
2. Sun - https://en.wikipedia.org/wiki/Sun
3. RS-25 - https://en.wikipedia.org/wiki/RS-25
4. Leo Brewer, Paul W. Gilles, and Francis A. Jenkins. The Vapor Pressure and Heat of Sublimation of Graphite // Chem. Phys. 16, 797 (1948); https://doi.org/10.1063/1.1746999
5. Дрозденко О. С., Левенко О. С. Порошкова металургія. Лекція. – Д., Домінанта Прінт, 2020. – 32 с.

15. Композитний багатощаровий матеріал для захисту від осколків та рикошету куль з властивостями дискретності відносно радиолокаційних та інфрачервоних частот випромінювань / Composite multilayer material for protection against fragments and ricochet of bullets in a combat situation with discrete properties in relation to the frequencies of radar and infrared radiation

Композитний багатошаровий матеріал для захисту від осколків та рикошету куль з властивостями дискретності відносно радіолокаційних та інфрачервоних частот випромінювань, що містить зовнішній шар і внутрішній шар, що містить арамід. Шари мають товщини та механічні властивості, визначені для забезпечення протиосколкового захисту.

Внутрішній шар утворюють щонайменше п'ять наступних шарів: шар-триплекс, що його утворюють шар графену, товщиною щонайбільше 0,035 мм, шар карбіду кремнію, товщиною щонайбільше 0,5 мм, і шар графену, товщиною щонайбільше 0,035 мм; шар арамідної сітки, товщиною щонайменше 0,7 мм; амортизуючий шар, виконаний із синтетичного негорючого матеріалу, що ним є фетр, товщиною щонайменше 6 мм; шар, виконаний із синтетичного негорючого тканого матеріалу, що ним є поліефірна тканина з постійним ефектом вогнезахисту, і зовнішній шар може бути виконаний із синтетичного негорючого тканого матеріалу, що ним є поліефірна тканина з постійним ефектом вогнезахисту.

Зовнішній шар може бути виконаний з властивостями дискретності відносно видимих та інфрачервоних частот випромінювань, що його утворюють, сполучені між собою, наступні шари: шар полівінілхлориду; шар вуглецевого текстильного волокна; шар араміду; шар алюмінієвої плівки, або зовнішній шар може бути виконаний з властивостями дискретності відносно видимих та інфрачервоних частот випромінювань, що його утворюють, сполучені між собою, наступні шари: шар із полівінілхлориду; шар вуглецевого текстильного волокна; шар полікарбонату; шар алюмінієвої плівки.

16. Hybrid rocket propulsion system

On December 19, 2023 at 12:31:39, priority for the invention was received: Hybrid rocket propulsion system (a202306192).
Invention authors: Halunko Valentyn Vasylovych, Levenko Oleksandr Serhiiovych, Rokytskyi Yevgen Leonidovych, Halunko Valentyn Valentynovych, Hlobenko Ihor Aleksandrovich, Drozdenko Oleksandr Serhiiovych, Ivanyshchuk Andrii Anatoliyovych, Kutsenko Volodymyr Dmytrovych, Oksiutenko Kostiantyn Volodymyrovych, Orlovska Iryna Hryhorivna, Pauk Oleg Leonidovych, Pedan Artem Ihorovich, Prykhodko Andrii Anatoliyovych, Saviuk Maryna Florivna.