ОЦІНКА МОЖЛИВОСТЕЙ ЗАСТОСУВАННЯ ТВЕРДИХ ВУГЛЕВОДНІВ В АВТОФАЖНИХ ДВИГУНАХ РАКЕТ-НОСІЇВ ЛЕГКОГО КЛАСУ

The perspective way of reducing the cost of transport space operations is analyzed. It is shown that using propellant tanks polyethylene covers as fuel is the most effective way to reduce the cost of launching a satellite to low near-Earth orbits. The specific features of the incendiary (autophage) small launch vehicles are the possibility of their implementation in the single-stage version and the lack of design of the tank compartments in the traditional sense that seems promising for the development of launch vehicles for microsatellites. The influence of metal-containing polyethylene fuels additives on the specific thrust impulse autophage engines is investigated. Ultra high molecular weight polyethylene in combination with oxygen oxidants is a suitable material for the production of incendiary small launch vehicles tank covers by criteria such as theoretical specific impulse, durability, production and processing manufacturability, chemical resistance, safety for the environment, and ability to almost 100% thermal destruction with the formation of gaseous products. The mass and energy gains from the implementation of the concept of the tank covers combustion will not be reduced because of the energy and other characteristics of the fuel.Анализируется перспективный путь снижения стоимости транспортных космических операций. Показано, что использование полиэтиленовых оболочек топливных баков в качестве горючего является наиболее эффективным способом снижения стоимости запуска спутника на низкие околоземные орбиты. Специфическими особенностями сжигаемых (автофажных) ракет-носителей является возможность их реализации в одноступенчатом варианте и отсутствие конструкции баковых отсеков в традиционном понимании, что представляется перспективным для разработки малых ракет-носителей для микроспутников. Исследовано влияние металлосодержащих наполнителей полиэтиленовых топлив на удельный импульс тяги автофажных двигателей.Аналізується перспективний шлях зниження вартості транспортних космічних операцій. Показано, що використання поліетиленових оболонок паливних баків в якості пального є найбільш ефективним способом зниження вартості запуску супутників на низькі навколоземні орбіти. Специфічними особливостями спалимих (автофажних) ракет-носіїв є можливість їх реалізації в одноступеневому варіанті та відсутність конструкції бакових відсіків у традиційному розумінні, що видається перспективним для розробки малих ракет-носіїв для мікросупутників. Досліджено вплив металовмісних наповнювачів поліетиленових палив на питомий імпульс тяги автофажних двигунів.

АНАЛІЗ ВПЛИВУ ЕКОЛОГІЧНОЇ СКЛАДОВОЇ НА ЕТАПІ ВИБОРУ ПЕРСПЕКТИВНИХ КОМПОНЕНТІВ ТВЕРДОГО РАКЕТНОГО ПАЛИВА

With the increasing accessibility of commercial space flight, the environmental impacts of space launches will become increasingly significant in the coming years. An increasing of space launches has brought the issue of pollution by chlorine-containing combustion products of modern ammonium-perchlorate-based propellants into focus. Here, a review is presented of the environmental impact assessment of solid rocket motor exhaust obtained due to main composite propellants components combustion.This review highlights the need for further study of the cumulative impacts that frequent space launches have on all areas of the environment, including global climate, ecosystem toxicity, and human toxicity, and with consideration given to all commonly used propellants, to ensure that the impacts are well characterized and well understood before the number of launches greatly increases.Research and development efforts made in the direction of high energy material technology have brought an array of new materials into prominence.The new materials, having minimum emissions and significant improvements of the impulse, are under investigation for their use in propellants formulations.The paper is addressed to the discussion of the technical, process and safety concerns arisen from the use of new ingredients for solid propellant.С увеличением доступности коммерческих космических полетов воздействие космических запусков на окружающую среду будет становиться все более значительным в ближайшие годы. Увеличение числа космических запусков привлекло внимание к проблеме загрязнения хлорсодержащими продуктами сгорания современных твердых ракетных топлив на основе перхлората аммония. В данной статье представлен обзор воздействия продуктов сгорания основных компонентов твердого ракетного топлива на окружающую среду. В обзоре подчеркивается необходимость дальнейшего изучения кумулятивного воздействия, которое частые космические запуски оказывают на все составляющие окружающей среды, включая глобальный климат, токсичность для экосистем и токсичность для человека для более детального изучения данного вопроса, прежде чем количество пусков значительно увеличится. Научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы, предпринятые в области технологий высокоэнергетических материалов, позволили привлечь внимание к новым материалам. Новые материалы, имеющие минимальные выбросы и улучшенные значения удельного импульса тяги, находятся на стадии изучения на предмет их использования в составах ракетных топлив. Данная статья предназначена для обсуждения технических, технологических проблем и проблем безопасности, возникающих при использовании новых компонентов твердого топлива. Зі збільшенням доступності комерційних космічних польотів вплив космічних запусків на оточуюче середовище ставатиме все більш значним у найближчі роки. Зростання кількості космічних запусків привернуло увагу до проблеми забруднення хлоровмісними продуктами згоряння сучасних твердих ракетних палив на основі амоній перхлорату. У даній статті представлений огляд дії продуктів згоряння основних компонентів твердого ракетного палива на оточуюче середовище. У огляді підкреслюється необхідність подальшого дослідження кумулятивного впливу, який часті космічні пуски справляють на всі ділянки оточуючого середовища, включаючи глобальний клімат, токсичність для екосистем і токсичність для людини для більш детального вивчення цього питання, перш ніж значно зросте кількість космічних запусків. Науково-дослідні та конструкторські роботи в галузі технологій високоенергетичних матеріалів дозволили привернути увагу до нових матеріалів. Нові матеріали, що мають мінімальні викиди та покращені значення питомого імпульсу тяги, знаходяться на стадії дослідження на предмет їх використання у складі ракетних палив. Данна стаття призначена для обговорення технічних, технологічних проблем і проблем безпеки, що виникають при використанні нових компонентів твердого палива

Determining Energetic Characteristics and Selecting Environmentally Friendly Components for Solid Rocket Propellants at the Early Stages of Design

This paper has investigated the possibility to theoretically calculate a value of the specific impulse for highly energetic compositions using only two parameters – the heat of the reaction and the number of moles of gaseous decomposition reaction products. Specific impulse is one of the most important energetic characteristics of rocket propellant. It demonstrates the level of achieving the value of engine thrust and propellant utilization efficiency. Determining the specific impulse experimentally is a complex task that requires meeting special conditions. For the stage of synthesis of new promising components, the comparative analysis of energetic characteristics, forecasting the value of specific impulse, especially relevant are calculation methods. Most of these methods were first developed to determine the energetic characteristics of explosives. Since explosives and rocket propellants in many cases have similar energy content and similar chemical composition, some estimation methods can be used to assess the specific impulse of solid rocket propellant. The specific impulse has been calculated for 45 compositions based on environmentally friendly oxidizers (ammonium dinitramide, hydrazinium nitroformate, hexanitrohexaazaisowurtzitane) and polymer binders polybutadiene with terminal hydroxyl groups, glycidylazide polymer, poly-3-nitratomethyl-3-methyloxetane). It was established that the estimation data obtained correlate well with literary data. Deviation of the derived values of the specific impulse from those reported in the literature is from 0.4 % to 1.8 %. The calculation results could be used for preliminary forecasting of energetic characteristics for highly energetic compositions, selecting the most promising components, as well as their ratios

Analysis of Ballistic Aspects in the Combined Method for Removing Space Objects From the Near­Earth Orbits

We have considered one of the ways to clean the near-Earth orbits from space debris implying the removal of large-size objects, which represent a danger to space navigation and ecology of near-earth space, in the dense atmosphere of the Earth. To implement it, a combined method has been proposed that uses a jet propulsion system and an aerodynamic sail. The propulsion system ensures the formation of an elliptical disposal orbit with a perigee in the upper layers of the atmosphere, while the aerodynamic sail enables a gradual decrease in velocity due to the action of air resistance force. It has been shown that a combination of active and passive methods makes it possible to partially compensate for the disadvantages of both methods and implement a guaranteed removal of a space debris object in the dense layers of the atmosphere at minimal cost over the predefined time. In this case, effectiveness of the proposed method depends largely on the conditions of the upper atmosphere, which is a function of solar activity that changes over a period of 11 years.To identify effective motion trajectories of space debris objects in the upper atmosphere, we have solved a problem on the motion of a body in the gravitational field of the Earth, taking into consideration the dynamics of the atmosphere, as well as considering the cycles of solar activity. The dependences have been derived of the perigee height of the disposal orbit first revolution, providing for a lifetime not longer than 25 years and the magnitude for a velocity pulse required to form a disposal orbit from low circular orbits. We have determined energy costs for the removal of space debris objects taking into consideration the dynamically changing Earth's atmosphere. An analysis of the effect of solar activity on energy costs of the process of removing space objects has been performed.The research results are of practical interest for the development of means for the combined removal of large-size space debris from the low near-Earth orbit

Development of the Combined Method to De-orbit Space Objects Using an Electric Rocket Propulsion System

A method has been developed for the combined de-orbiting of large-size objects of space debris from low-Earth orbits using an electro-rocket propulsion system as an active de-orbiting means.A principal de-orbiting technique has been devised, which takes into consideration the patterns of using an electric rocket propulsion system in comparison with the sustainer rocket propulsion system.A procedure for determining the parameters of the de-orbiting scheme has been worked out, such as the minimum total speed and the time of the start of the de-orbiting process, which ensures its achievement. The proposed procedure takes into consideration the impact exerted on the process of the de-orbiting by the ballistic factor of the object, the height of the initial orbit, and the phase of solar activity at the time of the de-orbiting onset. The actual time constraints on battery discharge have been accounted for, as well as on battery charge duration, and active operation of the control system.The process of de-orbiting a large-size object of space debris has been simulated by using the combined method involving an electro-rocket propulsion system. The impact of the initial orbital altitude, ballistic coefficient, and the phase of solar activity on the energy costs of the de-orbiting process have been investigated. The dependences have been determined of the optimal values of a solar activity phase, in terms of energy costs, at the moment of the de-orbiting onset, and the total velocity, required to ensure the de-orbiting, on the altitude of the initial orbit and ballistic factor. These dependences are of practical interest in the tasks of designing the means of the combined de-orbiting involving an electric rocket propulsion system. The dependences of particular derivatives from the increment of a velocity pulse to the gain in the ballistic factor on the altitude of the initial orbit have been established. The use of these derivatives is also of practical interest to assess the effect of unfolding an aerodynamic sailing uni