Твердотопливный двигатель: В Китае испытали суперсовременный твердотопливный двигатель для лунной ракеты |

Содержание

Твердотопливный ракетный двигатель

Авторы патента:

Козьяков Алексей Васильевич (RU)

Молчанов Владимир Федорович (RU)

Никитин Василий Тихонович (RU)

Александров Михаил Зиновьевич (RU)

F02K9/10 — форма и конструкция твердотопливных зарядов

Владельцы патента RU 2336430:

Федеральное государственное унитарное предприятие «Научно-исследовательский институт полимерных материалов» (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива. Твердотопливный ракетный двигатель содержит корпус с размещенным в нем с зазором зарядом всестороннего горения и воспламенитель, расположенный со стороны переднего торца заряда. Заряд выполнен с кольцевым выступом, расположенным в оконечности заднего торца заряда и контактирующим с внутренней поверхностью корпуса. Кольцевой выступ имеет сквозные прорези вдоль образующей заряда или под углом к ней. Изобретение позволяет повысить эффективность твердотопливного ракетного двигателя за счет упрощения его конструкции, улучшения воспламеняемости заряда, а также снижения дымообразования. 3 ил.

Патентуемое изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).

Одним из актуальных вопросов отработки РДТТ является создание благоприятных условий для воспламенения зарядов твердого ракетного топлива (ТРТ), обеспечивающих устойчивый выход двигателя на рабочий режим при наличии высоких тепловых потерь, например, из-за отсутствия по объективным причинам теплозащитного покрытия камеры сгорания (КС) корпуса двигателя.

Решению этого вопроса в той или иной степени посвящены технические решения по патентам RU 2247254, RU 2286475, RU 2282743 — аналоги патентуемой конструкции.

В конструкциях-аналогах по указанным патентам в основном реализуется максимальное использование тепловой энергии воспламенителя по прямому назначению — для зажжения заряда и сведения к минимуму бесполезного рассеивания энергии воспламенителя.

Недостатком технических решений-аналогов является определенное усложнение конструкции двигателя (введение по указанным патентам мембран-перегородок) и снижение в связи с этим весового совершенства двигателя и надежности его функционирования.

Наиболее эффективной из рассматриваемого класса конструкций является твердотопливный ракетный двигатель по патенту RU 2286475 с приоритетом от 11.01.2005 г., принятый авторами за прототип. Здесь эффективность воспламенения достигается за счет применения тонкостенной сгораемой мембраны-перегородки (4) (например, из полиэтилена), кратковременно перекрывающей проходные сечения КС корпуса (3) на заднем сопловом торце заряда (2) (фиг.1). Однако и это решение не лишено недостатков: это и усложнение конструкции двигателя, и снижение эксплуатационной надежности.

Технической задачей изобретения является разработка РДТТ с повышенной эффективностью, а именно: с улучшенной воспламеняемостью заряда, упрощенной конструкцией РДТТ и уменьшенным его дымообразованием.

Технический результат изобретения заключается в создании твердотопливного ракетного двигателя, содержащего корпус с размещенным в нем с зазором зарядом всестороннего горения и воспламенителем, расположенным со стороны переднего торца заряда, при этом заряд выполнен с кольцевым выступом у заднего торца, контактирующим с внутренней поверхностью корпуса. В кольцевом выступе могут быть выполнены сквозные прорези вдоль образующей или под углом к ней.

Сущность изобретения заключается в полном или частичном перекрытии (фиг.2) (в начальный момент работы РДТТ) зазора между боковой поверхностью заряда (2) и внутренней поверхностью КС корпуса (3) у заднего торца заряда. Это позволяет (как и конструкция прототипа) увеличить время пребывания продуктов сгорания воспламенителя (1) над воспламеняемыми поверхностями, высадить большую долю к-фазы воспламеняющего состава на поверхность заряда и тем самым улучшить воспламеняемость заряда. При этом для достижения указанного эффекта в патентуемой конструкции исключается дополнительная деталь (мембрана-перегородка), а перекрытие зазора достигается непосредственно самой конструкцией заряда. Это позволяет улучшить весовое совершенство ракетного двигателя как за счет исключения пассивного веса мембраны, так и за счет увеличения массы топлива в заряде, а увеличение начальной горящей поверхности заряда за счет выступа компенсирует повышенные начальные теплопотери в РДТТ в момент запуска, что повышает надежность его работы в целом. Исключение из конструкции РДТТ сгораемой перегородки снижает его дымообразование, что очень важно для управляемых ракетных комплексов с оптической системой управления.

В конструкции прототипа в силу существенных разбросов, в первую очередь механических характеристик полимеров (например, полиэтилена), под воздействием набегающего газового потока, происходит не только разложение, унос, пиролиз материала «мембраны-перегородки», но и возможно ее механическое разрушение. В результате реализуется повышенный разброс максимального давления в опытах, что неблагоприятно сказывается на надежности двигателя в целом. Кроме того, разложение полимеров (типа полиэтилена и бронематериалов) происходит с выделением большого количества дыма.

В заявляемой конструкции указанный недостаток устраняется как за счет закономерного процесса горения топлива заряда по эквидистантным поверхностям, так и за счет безусловного исключения разрушения выступа в результате газодинамического воздействия, так как прочность выступа обеспечивается за счет выполнения его за одно с телом заряда, необходимой, с точки зрения прочности, ширины (В) и при необходимости его профилированием.

Для сокращения промежутка времени, на котором сказывается влияние кольцевого выступа на внутрибаллистические характеристики двигателя, предлагается в кольцевом выступе выполнить сквозные прорези вдоль образующей заряда (фиг.3). Имея существенно меньшую по сравнению с длиной окружности (πД) ширину, указанные прорези практически не влияют на характер перекрытия зазора в начальный период (в момент воспламенения). После же воспламенения заряда за счет наличия прорезей существенно быстрее увеличивается проходное сечение в зазоре как за счет выгорания наружной диаметральной поверхности кольцевого выступа, так и за счет выгорания боковых поверхностей кольцевого выступа в прорезях. При этом существенно снижаются и гидравлические потери при течении газа над быстро вырождающимися секциями выступа. Варьируя количество прорезей, их ширину (Δ) и ширину (В) самого кольцевого выступа, возможно обеспечить необходимый форсажный режим работы заряда.

Перекрытие зазора непосредственно кольцевым (5) выступом топлива благоприятно сказывается на уменьшении дымообразования двигателя, так как дымность твердых топлив, например баллиститного типа, на порядок и более ниже дымности полимеров типа полиэтилена и бронематериалов.

Существенными отличительными признаками заявляемой конструкции являются:

1. Выполнение на боковой поверхности заряда у заднего торца кольцевого выступа, перекрывающего зазор между КС и наружной поверхностью заряда.

2. Выполнение в кольцевом выступе сквозных прорезей вдоль образующей заряда либо под углом к ней.

Положительный эффект достигаемый изобретением:

1. Улучшение воспламеняемости заряда

2. Упрощение конструкции двигателя.

3. Уменьшение гидравлических потерь при перекрытии зазора (во времени), достижение более высокой воспроизводимости внутрибаллистической характеристик (ВБХ) в начальный период.

4. Уменьшение дымообразования двигателя.

Изобретение иллюстрируется графическими материалами:

Фиг 1. Конструкция прототипа

1 — воспламенитель

2 — заряд

3 — корпус (КС)

4 — мембрана-перегородка

Фиг 2. Патентуемая конструкция двигателя

1 — воспламенитель

2 — заряд

3 — корпус (КС)

4 — мембрана-перегородка

5 — кольцевой выступ

Фиг 3. Вариант конструкции заряда для патентуемого двигателя

6 — сквозные прорези

7 — образующая заряда

8 — ширина кольцевого выступа

Д — диаметр заряда

Δ — ширина сквозной прорези

Твердотопливный ракетный двигатель, содержащий корпус с размещенным в нем с зазором зарядом всестороннего горения и воспламенитель, расположенный со стороны переднего торца заряда, отличающийся тем, что заряд выполнен с кольцевым выступом, расположенным в оконечности заднего торца заряда и контактирующим с внутренней поверхностью корпуса, при этом кольцевой выступ имеет сквозные прорези вдоль образующей заряда или под углом к ней.

Похожие патенты:

Стартовый ракетный двигатель твердого топлива // 2329390

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении вкладных зарядов и ракетных двигателей твердого топлива.

Стартовый ракетный двигатель твердого топлива // 2319851

Заряд твердого ракетного топлива // 2316669

Твердотопливный заряд для ракетного двигателя и способ его изготовления // 2298109

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов ракетных двигателей твердого топлива.

Конструкция пиротехнического заряда // 2287512

Изобретение относится к получению конструкции пиротехнического заряда, предназначенного, в частности, для использования в качестве ракетного топлива в ракетном двигателе.

Заряд твердого ракетного топлива для разгонно-маршевого ракетного двигателя управляемой ракеты // 2282741

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива, в первую очередь с разгонно-маршевым ракетным двигателем управляемых ракет.

Заряд баллиститного твердого ракетного топлива // 2275521

Изобретение относится к области получения зарядов баллиститного ракетного твердого топлива и может быть использовано при изготовлении реактивных снарядов. .

Заряд твердого ракетного топлива // 2272167

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов твердого ракетного топлива для ракетных двигателей выброса катапультных кресел систем аварийного спасения летчика.

Ракетный двигатель твердого топлива // 2265746

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным двигателям твердого топлива с малым (десятые доли секунды) временем работы, и может найти применение в стартовых двигателях неуправляемых снарядов и управляемых ракет.

Заряд твердого ракетного топлива // 2259495

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов к маршевым (разгонно-маршевым) ракетным двигателям твердого топлива (РДТТ), преимущественно к управляемым реактивным (ракетным) снарядам (УРС).

Заряд твердого ракетного топлива (варианты) // 2348826

Изобретение относится к области разработки технологии изготовления зарядов из твердых ракетных топлив и касается способа их получения

Заряд твердого ракетного топлива для двигателя авиационной ракеты // 2355906

Изобретение относится к отрасли ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов для ракетных двигателей твердого ракетного топлива

Заряд твердого ракетного топлива для газогенератора // 2355907

Изобретение относится к области ракетной техники и предназначено для использования преимущественно в газогенераторах и ракетных двигателях, снаряженных зарядами твердого ракетного топлива

Пороховой заряд щеточной конструкции // 2358141

Заряд твердого ракетного топлива // 2362035

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов ТРТ для газогенераторов и ракетных двигателей

Заряд твердого ракетного топлива // 2367812

Изобретение относится к зарядам твердого ракетного топлива

Ракетный двигатель твердого топлива // 2383764

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении ракетных двигателей твердого топлива, газогенераторов и вкладных зарядов твердого ракетного топлива

Корпус ракетного двигателя твердого топлива и ракетный двигатель твердого топлива // 2408791

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании корпуса ракетного двигателя твердого топлива системы аварийного спасения космического корабля и ракетного двигателя, содержащего данный корпус

Твердотопливный заряд для ракетного двигателя // 2415288

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при проектировании, отработке и изготовлении зарядов ракетного двигателя твердого ракетного топлива

Ракетный двигатель твердого топлива // 2448267

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя твердого топлива, имеющего большое время работы

Чем кормить ракету?

Полеты по Галактике, орбитальные станции… Мечты о перемещениях в космосе не стали бы явью, не изобрети человечество ракетное топливо. Кстати, чем именно заправляют космические летательные аппараты? Можно ли заправить ракету автомобильным топливом и какой вид двигателя самый мощный? Рассказываем, чем же «кормить» ракету.

Действие равно противодействию

Большинство двигателей, которые отправляют ракеты в космос, реактивные. Это значит, что в отличие от машинных двигателей они ничего не вращают, а получают энергию другим путем.

В камерах ракетных двигателей сжигается топливо. Образующийся газ под высоким давлением выбрасывается в одном направлении, а ракета с определенным ускорением летит в другую сторону. Это согласуется с третьим законом Ньютона — действие равно противодействию. Сила ракетного двигателя, то есть скорость выбрасывания газов, называется «тягой». В метрической системе она измеряется в ньютонах, но в США считают в «фунтах тяги». Один фунт тяги равен 4,45 ньютона.

Различают твердотопливный и жидкостный двигатели. В топливах для них всегда есть окислитель для воспламенения и горючее, из которого получается рабочий газ, создающий тягу.

Твердая мощь для ракеты

Твердое топливо — смесь веществ, способных гореть без доступа к ним кислорода. Их делят на два типа: двухосновные (иначе их называют гомогенными) и смесевые. Первый тип представляет собой твердый раствор. Чаще всего нитроцеллюлозы в нитроглицерине. Исторически в состав смесевого твердого топлива входил порох, но теперь в нем содержатся перохлорат аммония, мелкодисперсный сферический порошок алюминия или магния и органический полимер.

ЛИКБЕЗ

Твердотопливный двигатель или РДТТ (ракетный двигатель твердого топлива) иначе называют твердотопливным ускорителем (ТТУ).
Жидкостный двигатель сокращают как ЖРД (жидкостный ракетный двигатель).

Андрей Рюрикович, заслуженный испытатель космической техники:

— Твердотопливный двигатель проще в изготовлении и обслуживании. По сути, это просто бочка с дыркой. А жидкостный — вакханалия трубопроводов и разных агрегатов, поэтому надежность их меньше. При этом у ЖРД больше удельный импульс и управляемость: проще включать/выключать, регулировать величину тяги. Жидкостный двигатель, если он заправлен криогенным топливом, обладает одной особенностью — сложнейшей процедурой заправки перед стартом (ракета Илона Маска Falcon 9 взорвалась именно во время заправки топливом). РДТТ включил, и все: пока не прогорит — не выключишь.

Однажды произошла ситуация с американским шаттлом: авария одного из трех жидкостных двигателей на старте. Аварийный и два других жидкостных двигателя удалось выключить до запуска ТТУ. Если бы авария развивалась еще пару секунд и ТТУ включился, катастрофа и гибель экипажа были бы неминуемы.

Твердотопливные двигатели проще в обслуживании. Лежат себе и лежат. Требуется только периодически проверять температуру и влажность в хранилище. Но если он пролежит очень долго, происходит «высыхание» заряда, и в нем появляются трещины, которые при зажигании двигателя резко увеличивают площадь горения топлива, и, соответственно, давление внутри камеры сгорания. Тогда ТТУ превращается в непредсказуемую мину: то ли сработает как надо, то ли разнесет вдребезги себя и все вокруг.

Гибкое управление

Жидкое топливо состоит из горючего и окислителя, но в камеру сгорания они закачиваются по отдельности и смешиваются позже. Топливо для жидкостных двигателей бывает однокомпонентное и двухкомпонентное. Однокомпонентное топливо (обычно это нитрометан) распадается на окислитель (кислород) и горючее. При использовании двухкомпонентного топлива окислитель подается к горючему отдельно.

Для жидких ракетных топлив окислителями могут быть жидкий кислород, перекись водорода, азотная кислота с 15–20 % окислов азота, четырехокись азота, тетранитрометан, фтор и его смеси с жидким кислородом. Горючим для жидких топлив бывают керосин, водород, гидразин (азотно-водородное соединение N2h5), бензин, парафины и ароматические соединения, окись углерода, циклогексан и циклопропан, этилен, окись пропилена или этилена, ацетилен с водородом.

Возможные комбинации «горючее — окислитель»:
Жидкие водород и кислород для космических шаттлов.
Бензин и жидкий кислород использовались в ракетах Годдарда.
Керосин и жидкий кислород применялись для первой ступени «Сатурн-5» в программе «Апполон».
Спирт и жидкий кислород в немецких ракетах V2, известных как «Фау-2» — первые в мире баллистические ракеты.
Четырехокись азота и монометилгидразин использовались в двигателях аппарата «Кассини».

Глупые вопросы о топливе

NT: Хранят ли топливо, и как это делают?

РОСКОСМОС: Двухкомпонентные хранят и транспортируют отдельно, и только непосредственно перед стартом ими заправляют ракету-носитель. Гептил может находиться в составе ракеты десятилетиями. Сроки хранения топлива в незаправленном состоянии (например, отдельно кислород и керосин) сопоставимы с автомобильным.
Андрей Рюрикович: Криогенные компоненты, такие как жидкий кислород и жидкий водород, хранят в специальных цистернах-термосах – дюарах.

NT: Можно ли использовать ракетное топливо для заправки обычных двигателей внутреннего сгорания?

РОСКОСМОС: Этот вопрос, на наш взгляд, больше относится к ведению автоинженеров и автопроизводителей. Вот, например, бензин и дизельное топливо, созданные и предназначенные для двигателей внутреннего сгорания, непригодны для использования в ракетных.
А.Р.: Бензин и дизельное топливо не используют из-за малой эффективности. Но ракеты Годдарда и первые советские ракеты летали на бензине.

NT: Вредно ли ракетное топливо для окружающей среды?
РОСКОСМОС: Экологичность заключается в воздействии соединений топлива на окружающую среду, здоровье людей и всего живого. К экологичным топливам можно отнести комбинации: керосин (нафтил) — кислород, водород — кислород, метан. Кислород, керосин и водород не опасны — при сгорании вреда от них даже меньше, чем от автомобильного топлива. Гептил токсичен, однако реальную опасность для здоровья он может представлять лишь в процессе производства. Хранится это топливо в герметичных условиях, исключающих взаимодействие с внешней средой. А продукты сгорания гептила опасности для экологии и здоровья человека не представляют.

Топливо будущего

Химическое ракетное топливо эффективно применяется для полетов на околоземной или лунной орбитах, но скорость, которую оно позволяет развивать космическому кораблю, недостаточна для освоения дальнего космоса.

Эту проблему могли бы решить ядерные двигатели. Их разработки начались еще в 50-е годы прошлого века в США и СССР. Однако до сих пор ни одна ракета с ядерным двигателем не была запущена. Топливом для него служат уран и плутоний. Энергия распада или синтеза во время ядерных реакций нагревает горючее (водород или аммиак) и позволяет ракете лететь. Опасность заключается в том, что газ, который будет вылетать из сопла ракеты с ядерным двигателем, также радиоактивен. Это значит, что такие типы двигателей нельзя применять на Земле.

Ионный — еще один перспективный вид двигателя. Он состоит из электрического генератора, создающего сильное электрическое поле высокого напряжения. Положительно заряженные ионы газообразных веществ (водорода, гелия, ртути, ксенона, цезия) попадают в электрическое поле и разгоняются до космических скоростей. Затем выбрасываются из сопла, создавая таким образом тягу.

Центр общественных коммуникаций корпорации «РОСКОСМОС»:

— В российской ракетно-космической промышленности используются в основном два вида жидких химических топлив: пара керосин (или его разновидность — нафтил) + кислород, которую применяют для ракет-носителей «Союз», «Ангара», «Зенит», и гептил — на ракетах-носителях «Протон», «Рокот», «Днепр». Ведутся перспективные разработки двигателя для работы на топливе водород + кислород — ранее этот вид топлива был использован для второй ступени сверхтяжелой ракеты-носителя «Энергия». Еще из перспективных видов ракетного топлива можно назвать метан.

Возможности химического типа топлива (жидкого, твердого, газа) уже хорошо изучены, и его потенциал используется «на пределе». Поэтому ученые исследуют нехимические двигательные установки: ядерные, ионные, плазменные и подобные. Кое-какие успехи уже достигнуты, однако полностью заменить химическое топливо пока не представляется возможным.

Материал опубликован в журнале NewTone

новый «Буферный» ракетный двигатель, альтернатива твердотопливным ракетам.

«Буферный двигатель» Альтернатива твердотопливной ракете.

К преимуществам ракетного двигателя на твердом топливе можно отнести высокую мощность, надежность и простоту.

Эти характеристики двигателю на твердом топливе придает его простая конструкция.

Твердотопливный двигатель состоит только из топливных баков, заполненных твердым топливом и сопла. Топливный бак является так же и камерой сгорания, так как топливо горит в баке.

Традиционное твердое топливо, которое используется в двигателях космических ракет, состоит из смеси нескольких основных компонентов, и называется «Смесевое». Компонентами топлива являются: Порошкообразный минеральный окислитель — перхлорат аммония, алюминиевая пудра, и органический полимер, который склеивает порошкообразные компоненты, и превращает их в однородную твердую массу. При горении топлива перхлорат аммония выделяет кислород и легкие газы, алюминиевая пудра повышает температуру горения, так как она при горении выделяет много энергии. В качестве связывающего органического клея, как правило, используется резина. При изготовлении топливной массы, жидкий резиновый клей смешивается с порошком перхлората аммония и алюминиевой пудрой. Вязкая топливная масса помещается в формы. Потом резиновый клей затвердевает. И затвердевшее топливо сохраняет приданную ему форму.

От формы топливного заряда зависит мощность двигателя, и изменения мощности в процессе работы. Твердое топливо горит на поверхности, как порох, или пиротехническая масса. Поэтому чем выше поверхность топливного заряда, тем выше мощность двигателя. Для увеличения поверхности, топливным зарядам придают форму с внутренним каналом в виде звезды. Как правило, топливной массе двигателей космических ракет придают звездообразную форму. При такой форме топливного заряда, двигатель имеет максимальную мощность в начале работы, когда ракета имеет максимальный вес, и испытывает сильное сопротивление воздуха. В процессе работы двигателя, звездообразный топливный заряд обгорает, его площадь уменьшается, соответственно уменьшается и мощность двигателя.

Мощность твердотопливного двигателя совершенно не поддается дросселированию, так как влиять на площадь горения, используя дроссель, невозможно. Это один из недостатков твердотопливных ракет.

Кроме того что мощность твердотопливного двигателя невозможно контролировать в реальном времени, его работу сложно остановить, и снова возобновить. Для остановки твердотопливного двигателя, используются огнетушители устройства, для старта воспламенители. Дополнительные устройства создают лишний вес, поэтому, как правило, твердотопливные двигатели не глушат. Они работают до полного выгорания топлива. Из-за этого их невозможно остановить при аварии, аварийный двигатель продолжает работать. Из-за аварии твердотопливного ускорителя разбился шаттл Челенджер.

Окислителем для твердотопливных двигателей служит перхлорат аммония. Это вещество по своим свойствам промежуточное между хлоратом калия и аммиачной селитрой. Перхлорат аммония способен быстро гореть, со скоростью пороха, при горении он выделяет много кислорода, в этом он похож на хлорат калия (или соль Бертолье). В то же время он легкий, и при горении образует много легких газов, как аммиачная селитра.

Но у этого окислителя есть свои недостатки. В смесях с органическими материалами, перхлорат аммония крайне горючий. Кроме того он взрывчатый.

Перхлорат аммония при горении выделяет гидрид хлора – соляную кислоту. Гидрид хлора в атмосфере окисляется, превращаясь в хлор. В продуктах горения перхлората аммония содержится 30% хлора, это вызывает его экологическую опасность. Твердотопливные двигатели выделяют так много хлора, что после каждого запуска шаттла, в ускорителях которого сгорает приблизительно 1000 тонн твердого топлива, над космодромом образуется локальная озоновая дыра. При взаимодействии гидрида хлора с продуктами сгорания органических компонентов топлива, образуются диоксины, высокотоксичные вещества.

Перхлорат аммония нечем заменить в традиционных твердотопливных двигателях. Потому что нет доступных окислителей с нужной скоростью горения, и нужным количеством выделяемого кислорода.

Были попытки заменить перхлорат аммония нитратом аммония, который еще называется – аммиачная селитра.

Но нитрат аммония, в отличие от перхлората, очень медленно горит, и при горении выделяет меньше кислорода.

Нитрат аммония, при горении легко плавится, но горит очень медленно, его горение больше похоже на тление. При горении нитрат аммония выделяет меньше кислорода, чем перхлорат, поэтому топливо с нитратом аммония имеет меньшую эффективность, чем содержащее перхлорат.

Нитрат аммония дешевле перхлората, и при горении он не выделяет токсичных веществ. Но по своим свойствам он не пригоден в качестве окислителя, для традиционного твердотопливного двигателя.

Но есть принципиальная возможность изменить конструкцию двигателя. Чтобы адаптировать его для работы на топливе, содержащем нитрат аммония, в качестве окислителя.

Я изобрел двигатель способный работать на нитрате аммония, и имеющий некоторые другие преимущества, перед традиционным твердотопливным двигателем.

Я назвал этот двигатель «Буферным» из-за особенностей горения топлива, и внутреннего устройства. Топливо в буферном двигателе горит в две стадии. Топливо буферного двигателя разделяется на основное твердое топливо, и промежуточное «Буферное» жидкое топливо.

В буферном двигателе основное твердое топливо не способно гореть самостоятельно. Топливо плавится и немного обгорает, но полностью не сгорает. Расплавленное топливо стекает в камеру сгорания, где оно распыляется, и быстро сгорает, в мелко дисперсном состоянии. Основное твердое топливо плавится в пламени промежуточного, жидкого «Буферного» топлива. Буферным топливом является концентрированная перекись. Жидкостные двигатели на перекиси используют только один компонент, поэтому простые, и более надежные, чем двухкомпонентные двигатели.

Перекись способна разлагаться под действием катализатора. При разложении перекиси образуется газ, состоящий из паров воды и кислорода. Температура «Паро-газа» перекиси – 700, 900, градусов, по Цельсию. При этой температуре воспламеняется любое горючее вещество.

Основное твердое топливо, состоит из смеси нитрата аммония, алюминиевой пудры и нефтяного парафина. Основной компонент топлива – нитрат аммония, легкоплавкое вещество, парафин тоже хорошо плавится. Нитрат аммония в сочетании с парафином не воспламеняется при нагревании, и не горит в расплавленном состоянии. Он горит только в сочетании с углем, или с веществами, которые образуют уголь при горении, с целлюлозой, с крахмалом, и подобными. С парафином расплавленный нитрат аммония не реагирует. Основное твердое топливо в буферном двигателе обгорает на поверхности в атмосфере горячего, насыщенного кислородом паро-газа перекиси. Но так как топливо легкоплавкое и плохо горючее, в основном оно не сгорает, а плавится.

Расплавленное топливо стекает в камеру сгорания. В камере сгорания топливо проходит через распылители, разделяющие жидкие и газообразные струи топлива. Газообразное топливо под прямым углом направляется на струи жидкости. Жидкая часть топлива распыляется и сгорает в этом пламени.

Основное топливо буферного двигателя имеет недостаток окислителя, так как нитрат аммония выделяет мало кислорода, но избыточный кислород от паро-газа перекиси компенсирует этот недостаток кислорода, и поддерживает высокую температуру горения.

Буферный двигатель, по удельной эффективности аналогичен традиционному твердотопливному. Некоторые меры позволяют повысить удельную эффективность буферного двигателя.

Топливо для буферного двигателя менее пожароопасное, чем традиционное твердое топливо. При горении оно не образует токсичных веществ.

На буферном двигателе возможно дросселирование мощности в широких пределах.

Его схема позволяет останавливать и повторно запускать двигатель без дополнительных приспособлений.

Плотность топлива буферного двигателя немного уступает традиционному. Но у буферного двигателя меньше минимальное давление в топливных баках, а значит и баки можно сделать легче.

Буферный двигатель по всем характеристикам конкурентоспособен по сравнению с традиционным твердотопливным.

Он может стать реальной альтернативой твердотопливному двигателю.

Николай Агапов.

ХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХХ

«Cushion engine» Alternative solid propellant missiles.

The benefits of rocket engines using solid fuel may include a high capacity, reliability and simplicity.

These characteristics of the engine attached to the solid fuel its simple design.

Solid engine consists only of the fuel tanks filled with solid fuel and a nozzle. The fuel tank is the same and the combustion chamber, as the fuel burns in the tank.

Traditional solid fuel that is used in space rocket engines, consists of a mixture of several key components, and is called the «composite». Fuel components are: powdered mineral oxidizer — ammonium perchlorate, aluminum powder, and organic polymer, which is gum powder components and turns them into a homogeneous solid mass. When burning fuel ammonium perchlorate oxygen and light gases, aluminum powder increases the temperature of combustion, as well as during combustion provided a lot of energy. As the binding of organic adhesives are typically used tires. With mass production of fuel, liquid rubber adhesive powder is mixed with ammonium perchlorate and aluminum powder. Viscous mass of fuel is placed in the forms. Then, the rubber adhesive hardens. And hardened fuel reserves to give it shape.

From the form of fuel charge upon the power of the engine and changing the power in the process. Solid fuel burning on the surface, as gunpowder or fireworks weight. Therefore, the higher the surface of the fuel charge, the higher the engine power. To increase surface fuel charges attached form with an internal conduit in the form of stars. Typically, the fuel mass of the space rocket engines attached to star form. With this form of fuel charge, the engine has maximum power at the beginning, when the missile has a maximum weight, and has strong resistance to the air. During engine operation, fuel charge is burned finger, its area is reduced, respectively, and reduced engine power.

Power solid engine does not lend itself choking, as well as to influence the area of combustion, using the throttle, it is not possible. This is one of the drawbacks of solid propellant missiles.

Also that power solid engine can not be controlled in real time, his work is difficult to stop, and resume again. To stop the solid propellant engine, used fire extinguishers device to launch igniters. Additional devices creates excess weight, so that, in general, solid motors are not jammed. They work to burn. Because of this they can not be stopped at the accident, the emergency engine continues to operate. Because of the accident solid booster crashed shuttle Challenger.

Oxidizer for solid motors used ammonium perchlorate. This substance with properties intermediate between potassium chlorate and ammonium nitrate. Ammonium perchlorate is able to burn quickly, at speeds of gunpowder, when burning it provides a lot of oxygen, in that it is similar to potassium chlorate (or salt Bertola). At the same time, it is easy, and in combustion, many light gases as ammonium nitrate.

But this oxidant has its drawbacks. In mixtures with organic materials, ammonium perchlorate is extremely combustible. In addition, it explosive.

Ammonium perchlorate combustion provides chlorine hydride — hydrochloric acid. Hydride chlorine in the atmosphere is oxidized, it turns into chlorine. In the products of combustion of ammonium perchlorate contains 30% chlorine, it is his environmental hazard. Solid engines emit so much chlorine that after each shuttle launch, the accelerators which burns about 1000 tons of solid fuel formed over cosmodromes local hole in the ozone layer. In conjunction with chlorine hydride products of combustion of organic fuel components, formed dioxins, highly toxic substances.

Ammonium perchlorate nothing to replace the traditional solid engines. Because there is no available oxidants for the desired rate of combustion, and the necessary quantity of oxygen.

There have been attempts to replace ammonium nitrate, ammonium perchlorate, which is called — ammonium nitrate.

However, ammonium nitrate, in contrast to perchlorate, a very slow burning and combustion provides less oxygen.

Ammonium nitrate, with the burning melts easily, but burns very slowly, its more like burning smoldering. When burning ammonium nitrate provides less oxygen than perchlorate, so the fuel with ammonium nitrate is less effective than containing perchlorate.

Ammonium nitrate perchlorate cheaper, and if it does not allocate the combustion of toxic substances. But on its characteristics, it is not suitable as an oxidant, to the traditional solid engine.

But there is a possibility to change the design of the engine. To adapt it to work on a fuel containing ammonium nitrate as an oxidizer.

I invented the engine is capable of functioning in the ammonium nitrate, and has some other advantages over traditional solid propellant motor.

I have called this engine «buffer» Because of the burning fuel, and the internal device. Fuel in the buffer engine burns in two stages. Fuel buffer is divided into the main engine of solid fuel, and intermediate «buffer» fuel.

In the buffer core engine solid fuel can not burn yourself. Fuel melted and slightly obgoraet, but not completely burned. Molten fuel flows into the combustion chamber where it is sprayed, and quickly burns out, the small dispersive state. The main solid fuel melts in the flame of an intermediate liquid «buffer» fuel. Buffer Fuel is a concentrated peroxide. Liquid propellant used in the peroxide is only one component, so the simpler and more reliable than the two-engine.

Peroxide is able to decompose under the action of the catalyst. When the decomposition of peroxides formed by gas, made up of water vapor and oxygen. Temperatur «Paro-gas» peroxides — 700, 900, degrees Celsius. At this temperature ignite any combustible material.

The main solid fuel is a mixture of ammonium nitrate, aluminum powder and paraffin oil. The main component of the fuel — ammonium nitrate, low-melting material, Paraffin melts well, too. Ammonium nitrate, in combination with the wax does not ignite when heated and does not burn in the molten state. It burns only in combination with coal, or chemicals that form during combustion of coal, with cellulose, with starch, and the like. Since molten wax ammonium nitrate does not react. The main solid fuel in the buffer engine obgoraet on the surface in an atmosphere of hot, vapor-saturated oxygen gas peroxides. But as fuel fusible and bad fuel, basically it does not burn, but melts.

Molten fuel flows into the combustion chamber. In the combustion chamber passes through the fuel dispensers, separating liquid and gaseous jet fuel. Gaseous fuel at right angles to the jet on liquid. The liquid portion of the fuel is sprayed and burned in the flames.

Main engine fuel buffer has the disadvantage of oxidizer, as well as ammonium nitrate provides little oxygen, but excess oxygen from the vapor-gas peroxides compensate this lack of oxygen, and maintains a high temperature combustion.

Cushion engine for specific performance is similar to the traditional solid. Some of the measures help increase the effectiveness of specific buffer engine.

Fuel for the buffer under fire engine than the traditional solid fuel. When burning, it does not form toxic substances.

At the buffer is possible choking the engine power in wide range.

His scheme enables to stop and re-start the engine without any additional devices.

The density of the fuel buffer slightly inferior to the traditional engine. But the engine is less than the minimum buffer the pressure in the fuel tanks, and hence the tanks can be made easier.

Cushion for all engine performance competitive compared to traditional solid.

It can be a viable alternative to solid propellant engine.

Nickolay Agapov.

Соперничество за ракетное топливо формирует будущее космических полетов

Оказывается, ракетостроение ничем не отличается от остального общества. Люди разделились на два племени.

Когда дело доходит до космических запусков, есть два основных варианта ракетного топлива: твердое и жидкое. Твердое ракетное топливо — это именно так: густая смесь топлива и окислителя, которую заливают в ракетный ускоритель, готовят до консистенции карандашного ластика и поджигают во время запуска. Энергия направляется через сопло, создавая достаточную тягу, чтобы поднять ракету в воздух. Ядерное оружие в шахтах и подводных лодках использует эту технологию.

Это столкновение двух разных взглядов, которые борются за будущее космических полетов.

Жидкостные ракетные двигатели оснащены топливными баками внутри ускорителей, один для топлива, а другой для окислителя. Два вещества, охлажденные до сверхнизких температур, чтобы они не превращались в газ, смешиваются внутри двигателя во время запуска, воспламеняются и направляются через сопло. Результатом является язык горячего выхлопа и тяги. Это система, которая питает ракеты SpaceX.

У каждого вида топлива есть свои плюсы и минусы. Инженеры могут показать вам диаграммы и графики, чтобы проиллюстрировать преимущества каждого подхода. Но не позволяйте кажущейся простоте статистики обмануть вас: раскол между твердым и жидким — это столкновение двух разных взглядов, которые борются за будущее космических полетов.

Сделайте нас солиднее

Orbital ATK

Мыс, штат Юта, где Orbital ATK производит твердотопливные ракетные двигатели. Именно здесь было построено несколько поколений ядерных ракет и ускорителей космических челноков, все они работали на твердом топливе. Если и есть место, где можно защитить эту технологию, то оно здесь.

Твердотопливные ракеты обладают очевидными достоинствами. Они хорошо хранятся. Фактически, они могут простоять десятилетиями и по-прежнему работать, когда это необходимо, поэтому твердое топливо является предпочтительным ракетным топливом для ядерного сдерживания. «По удобству хранения его очень трудно превзойти», — говорит Бен Кейс, технический директор по концептуальному проектированию и летным характеристикам в Orbital ATK, с которым мы познакомились во время посещения завода в Промонтори. «И мы не сталкиваемся с некоторыми проблемами токсичности, которые могут возникнуть при хранении жидкости».

Ни одно обсуждение ракет не обходится без упоминания «удельного импульса» или ISP. Он измеряет тягу, создаваемую любым заданным количеством топлива, а жидкостные двигатели имеют более высокий удельный импульс, чем твердотопливные, что во многом объясняет их привлекательность.

Orbital ATK

Но инженеры Orbital ATK быстро сосредоточились на другом показателе: плотности интернет-провайдеров. Твердое топливо, наполненное горючим и окислителем, может в спешке создать большую тягу. «Несмотря на то, что твердые вещества имеют более низкий ISP на фунт, вы можете вложить много импульса в этот объем, потому что он очень плотный», — говорит Кейс.

Наблюдение за тем, как техники изготавливают твердотопливные ракетные двигатели, раскрывает сложный процесс. На объекте в Юте техники опускают отливку внутрь ядра ракеты и заливают его твердым топливом, похожим на замазку. Затем они сжигают топливо. Когда гипс снимается, в нем остаются пустоты, которые направляют горение и тем самым контролируют тягу в разные моменты полета. Области между сегментами ракеты также имеют структурные барьеры, которые служат противопожарными полосами, замедляя горение, направляя пламя в центр. «Форма этого внутреннего топлива, эта площадь поверхности прямо пропорциональна тяге в любой момент времени», — говорит Кейс.

Это лучшая защита, которую сторонники твердотопливных ракет могут противопоставить более точному управлению жидкостным двигателем. Жидкостные ракетные двигатели намного превосходят по управляемости твердотопливные. Жидкостные двигатели могут увеличивать или уменьшать дроссельную заслонку по мере необходимости. Эти двигатели могут даже выключаться, что является полезной функцией безопасности. Не то с твердотопливными ракетами.

С другой стороны, когда твердотопливная ракета сделана, она готова к полету. Твердотопливные ракеты просто лежат там до тех пор, пока не сработает электрозажигание. Это могут быть месяцы или годы. Твердотопливному двигателю все равно. Отсюда их использование для питания ядерных ракет, которые должны быть запущены в любой момент. Это также выбор для системы космического запуска, над которой работает гигантская тяжелая ракета НАСА Orbital ATK.

Окончательная сборка.

Orbital ATK

При сравнении двух видов топлива трудно не вспомнить взрыв, который SpaceX испытал на стартовой площадке, потеряв полезную нагрузку в результате огненной детонации во время заправки баков. Это редкая авария, но это напоминание о том, что у ракет на жидком топливе есть дополнительные шаги перед запуском, которых просто нет на твердом топливе. А лишние шаги — приглашение к ошибкам.

Жидкостные пуски

Использование жидкостных двигателей на первой и второй ступенях ракеты — более новый и привлекательный подход. У этого есть некоторые сторонники из списка лучших, особенно миллиардеры, стоящие за коммерческим космическим ренессансом, такие как Илон Маск из SpaceX и Джефф Безос из Blue Origin. Их ракеты-носители обладают дополнительной тягой, но также используют и другие преимущества жидкостных двигателей.

Приготовить до консистенции карандашного ластика и поджечь

Двигатели на жидком топливе работают без обугливания всей обшивки топливных баков, поэтому время между полетами сокращается. Просто заправьте баки, и ракета снова будет готова к полету.

Таким образом, соперничество между твердым телом и жидкостью является еще одним фронтом в более широкой войне за возможность повторного использования. В моде повторное использование ракет. Blue Origin и SpaceX запускают свои ракетные ступени, демонстрируя впечатляющие инновации, обещая при этом, что повторное использование снизит стоимость выхода на орбиту и откроет космическое пространство для большего числа людей.

Orbital ATK

То, как некоторые сторонники коммерческой космонавтики говорят о твердотопливных ракетных двигателях, отбрасывает их на свалку истории. «Для критиков твердотопливный двигатель — удлиненная версия ускорителей, которые летают на космических челноках, — дорогая, устаревшая технология», — отмечалось восемь лет назад в NY Times . Эта жалоба звучит до сих пор. Лори Гарвер, бывший сотрудник НАСА и главная сила коммерческих космических усилий в агентстве, всего несколько месяцев назад назвала SLS «ненужной и устаревшей» после первого запуска SpaceX Falcon Heavy.

Но вот в чем дело: твердотопливные ракетные ускорители использовались повторно на протяжении всей эпохи шаттлов. Выловленные из Атлантики и отправленные обратно в Юту, ядра будут восстанавливаться после каждого полета. Весь процесс изготовления повторялся на том же заводе, повторно использовался только внешний стальной корпус. Между прочим, те же самые стальные детали, которые летали в эпоху шаттлов, используются на SLS. Это скромная легкая задача или робкий возврат к работе? Твой выбор.

Ремонт твердотопливных двигателей занимает много времени между полетами. Но если вы не хотите, чтобы полеты в космос были такими же рутинными, как полеты на самолете, как сказал Илон Маск, тогда этот темп не будет проблемой.

Счастливы вместе

Кейс из Orbital ATK в душе инженер, а не партизан. Он знает, что жидкостные двигатели имеют решающее значение на заключительном этапе полета ракеты, когда ей нужен сильный толчок, чтобы доставить полезную нагрузку туда, куда нужно. Фактически, новая ракета запуска нового поколения Orbital ATK будет использовать жидкостные верхние ступени, как и все остальные, для доставки спутников ВВС на орбиту.

«Вы видите преимущества, отраженные в NGL, где мы, наши нижние ступени, твердые, где очень важна высокая тяга, — говорит Кейс. — И у нас также есть жидкости, которые дают вам более высокий ISP и возможности запуска / остановки».

Зажигание орбитальной АТК.

Orbital ATK

Тем не менее, эти разговоры о счастливом сосуществовании опровергают более экзистенциальные дебаты о будущем космических полетов. То, как люди относятся к твердотопливным ракетным двигателям, хорошо отражает их отношение к будущим запускам. На рынке в ближайшее время будет место для твердотопливных и жидкостных двигателей. Но что внутри ракет следующего поколения, которые доставят людей на Марс?

Джо Паппалардо

Джо Паппалардо — пишущий писатель в 9 лет0055 Popular Mechanics и автор новой книги Spaceport Earth: The Reinvention of Spaceflight .

Твердотопливные ракетные ускорители

Схема ступеней ракетного ускорителя Minuteman

Твердотопливные ракетные ускорители Minuteman

Нажмите на изображение, чтобы увеличить его

Ракета Minuteman имеет в общей сложности 3 твердотопливных ракетных ускорителя. Каждая ступень ускорителя производится отдельной компанией. Первый этап
бустер производится компанией Thiokol. Производством второй ступени занимается компания Aerojet, а ускорителем третьей ступени —
Порошковая компания Геркулес.

Чтобы лучше понять расположение и компоновку трех отдельных твердотопливных ракетных ускорителей, посмотрите на изображение выше

Ракетный ускоритель первой ступени Minuteman III

С ракетой Minuteman I, ракетный ускоритель первой ступени , произведенный Thiokol, весил в общей сложности 51 251 фунт. Корпус двигателя
материал изготовлен из стали Д6АС. Эта первая ступень была 18,6 футов в длину и 5,5 футов в диаметре. Вес самого топлива был
45 670 фунтов стерлингов. Твердотопливный ускоритель Thiokol произвел в общей сложности 200 400 фунтов тяги.

Тиокол появился в 1926 году, когда два химика, Джозеф С. Патрик и Натан Мнукин, пытались изобрести недорогой антифриз.
в итоге они создали смолу, вещество которой вызвало значительный засор лабораторной раковины, а также имело свойство
наличие ужасного запаха. Ни один из промышленных растворителей, которые они использовали, не прочистит засор в раковине.

Два разочарованных химика пришли к выводу, что стойкость материала Тиокола обладает полезным свойством. К чему они пришли
понимают, что они создали синтетический каучук, который впоследствии будет использован в производстве твердотопливного ракетного ускорителя. приходит «Тиокол»
от греческих слов сера и клей.

В 1945 году джентльмен по имени Чарльз Бартли, работавший в Лаборатории реактивного движения, обнаружил, что свойства тиокола
может использоваться в качестве стабилизатора в твердотопливных ракетах. В 1958 году компания Thiokol получила контракт на создание твердотопливного ускорителя первой ступени для
ракета Минитмен I.

Твердое топливо, используемое на первых трех ступенях ракет Minuteman II и III (включая Peacekeeper), зависит от
акриловая кислота/алюминиевый порошок в качестве топлива в сочетании с перхлоратом аммония в качестве окислителя и полибутадиеном в качестве связующего. Как только бустер
воспламеняется, твердое топливо нельзя потушить; он горит, пока не истощится.

Ракетный ускоритель второй ступени Minuteman III

Нажмите на изображение, чтобы увеличить его

Для ракеты Minuteman I ускоритель второй ступени был изготовлен компанией Aerojet.

Твердотопливный ракетный ускоритель второй ступени производства Aerojet использовал титан в качестве материала корпуса двигателя. Его общий вес составляет 12 072 фунта, а
только топливо весит 10 380 фунтов. Бустер второй ступени имеет длину 9,1 фута и диаметр 3,7 фута. Максимальная тяга для этого
ракета-носитель составляет 45 600 фунтов.

Ускоритель второй ступени Minuteman III

Нажмите на изображение, чтобы увеличить его

Ускоритель третьей ступени Minuteman III

Нажмите на изображение, чтобы увеличить его

На ракете Minuteman I ускоритель третьей ступени был изготовлен компанией Hercules Powder Company. Материал корпуса двигателя, используемый для этого
Бустер изготовлен из стеклопластика С-901. Общий вес этого ускорителя составлял 4484 фунта, а только топливо весило 3668 фунтов. Третий
ракета-носитель ступени имеет длину 5,1 фута и диаметр 3,1 фута. Максимальная тяга ускорителя 3-й ступени составляет 17 100 фунтов.

Ракета-носитель третьей ступени Minuteman III проходит испытания

Нажмите на изображение, чтобы увеличить его Ускорители третьей ступени менялись в зависимости от улучшений, внесенных в ракеты Minuteman II и III.
Ракета-носитель первой ступени производства Thiokol осталась прежней у ракет Minuteman I, II и III. Никаких изменений в
вес ракеты-носителя, используемое топливо или максимальная тяга, которую могла создать эта ракета-носитель.

Ускоритель второй ступени производства Aeroject заменен на ракету Minuteman II. Его общий вес увеличился до 16 057 фунтов, а
только топливо весило 13 680 фунтов. В качестве материала корпуса двигателя использован улучшенный титан 6АЛ-4В. Тип топлива, использовавшийся в этом ускорителе, был
новое улучшенное топливо. Длина этого бустера осталась прежней (9,1 фута), а его диаметр увеличился до 4,3 фута.

Ускоритель второй ступени ракеты Minuteman II увеличил максимальную тягу еще на 15 100 фунтов. Максимальная тяга при этом
Ракета-носитель создавала 60 700 фунтов тяги по сравнению с 45 600 фунтов тяги у Minuteman I. Ракета-носитель Aerojet оставалась практически
то же самое с ракетой Minuteman III, за исключением того, что общий вес ракеты-носителя уменьшился на 18 фунтов с 16 057 фунтов до общего
вес 16 039фунты.

Ускоритель третьей ступени

Компания Hercules Powder Company производила ускоритель третьей ступени ракеты Minuteman II, имевшая практически те же характеристики.
в качестве ускорителя, используемого с ракетой Minuteman I. С появлением ракеты Minuteman III ракетный ускоритель третьей ступени, использовавшийся на этом
Ракета была произведена компанией CSD, которая является твердотопливной компанией Пратта и Уитни.

Бустер третьей ступени производства CSD сохранил тот же материал корпуса двигателя, что и S-9. 01 стекловолокно. Общий вес ракеты-носителя увеличился почти
в два раза, с общего веса 4443 фунтов до 8187. Вес одного только топлива увеличился с 3668 фунтов до 7292 фунтов. Этот
конкретный бустер имеет длину 5,5 футов и диаметр 4,3 фута. Его максимальная тяга удвоилась с ракетой Minuteman III. С Минитменом II
Максимальная тяга ракеты составляла 17 100 фунтов. В ракете Minuteman III ускоритель третьей ступени CSD обеспечивает максимальную тягу 34 500 фунтов.

твердотопливная ракета | Примеры предложений

Словарь >
Примеры слова Solid Rocket

Solid Rocket еще нет в Cambridge Dictionary. Ты можешь помочь!

Добавить определение

Каждая ракета-носитель ракеты содержала три камеры, одна для наблюдения за разделением, и две, ориентированные на переднюю кромку.

Из

Википедия

Этот пример взят из Википедии и может быть повторно использован по лицензии CC BY-SA.

Трудно остановить двигатель твердотопливный ракетный до нормального прогорания.

From

Wikipedia

Этот пример взят из Википедии и может быть повторно использован под лицензией CC BY-SA.

Твердотельные ракетные двигатели также представляют значительный риск при обращении с ними на земле.

From

Wikipedia

Этот пример взят из Википедии и может быть повторно использован под лицензией CC BY-SA.

Орбитальный аппарат, в состав которого входили главные двигатели и два твердотопливных ракетных ускорителя , повторно использовался после нескольких месяцев переоборудования для каждого запуска.