CC BY
114
Вестник ПНИПУ. Аэрокосмическая техника. 2016. № 47
DOI: 10.15593/2224-9982/2016.47.05 УДК 621.454.2
Чонг Гичонг1, Чонг Сокгю1, А.А. Козлов2
1 Сеульский национальный университет, Сеул, Республика Корея 2 Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет), Москва, Россия
ОПТИМИЗАЦИЯ ПАРАМЕТРОВ ЖИДКОСТНОЙ РАКЕТНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ РАЗГОННОГО БЛОКА
Рассмотрена задача двухимпульсного гомановского перехода разгонного блока с низкой опорной орбиты Земли на лунную орбиту. Для решения поставленной задачи используется программный комплекс «ФОРДУ», разработанный на кафедре 202 МАИ. Программный комплекс «ФОРДУ» содержит базу данных результатов термодинамического расчета большинства используемых топлив, а также алгоритмы расчетов массовых характеристик жидкостной ракетной двигательной установки (ЖРДУ) (двигатель, баки, баллоны, система наддува, реактивная система управления полетом и др.). В качестве критерия оптимальности используется масса полезной нагрузки.
Выбрано топливо, схема ЖРДУ и ее основные параметры (тяга, массовое соотношение компонентов топлива Km, давление в камере сгорания, степень расширения сопла). Учитывая ограниченные возможности корейской РН KSLV-2 по выводу полезного груза на низкую опорную орбиту Земли, для выполнения целевой задачи на лунной орбите необходимо использовать разгонный блок с двигательной установкой на топливе СН4 + О2, а также композиционный материал УУКМ для топливных баков и баллонов с газом.
Ключевые слова: разгонный блок, жидкостная ракетная двигательная установка, полезная нагрузка, характеристическая скорость, оптимизация параметров, ракета-носитель, низкая опорная орбита.
Jeong Gijeong1, Jeong Seokkyu1, A.A. Kozlov2
1 Seoul National University, Seoul, Korea Republic 2 Moscow Aviation Institute (National Research University), Moscow, Russian Federation
PARAMETER OPTIMIZATION OF UPPER STAGE LIQUID-PROPELLANT PROPULSION SYSTEM
The problem of two-impulse Homann flight from low earth to lunar orbit of space vehicle was considered. For solution of this problem program complex "FORDU", developed on department 202 MAI is used. Program complex "FORDU" contains database of thermodynamically calculations for majority used propellants and also algorithms for calculations of mass characteristics of liquid-propellant propulsion system (engine, tanks, balloons, pressurization system, reactive control system of flight and others). Payload mass was chosen as a criteria of efficiency.
Liquid-propellant, scheme of propulsion system and its main parameters (thrust, mass ratio of propellant components, combustion chamber pressure, expansion ratio of the nozzle) were chosen. Taking into consideration limited possibilities of Korean carrier rocket KSLV-2 for transportation of pay-load mass to low earth orbit, for mission performance at lunar orbit it is necessary to use space vehicle on liquid-propellant CH4 + O2 and composite material UUKM for propellant tanks and gas balloons.
Keywords: upper stage, liquid-propellant propulsion system, payload, orbital transfer velocity, parameter optimization, carrier rocket, low earth orbit.
Введение
В настоящее время уровень развития космической техники является показателем возможностей промышленности страны. С 1950-х гг. страны запускали много ракет-носителей (PH) с космическими аппаратами (КА) для исследования космоса. Луна является ближайшим к Земле небесным телом, поэтому человечество пыталось отправлять КА и человека в первую очередь именно туда. Сначала Советский Союз успешно запускал орбитальные станции серии «Луна», наконец, 20 июля 1969 г. американский космический корабль «Аполлон-11» высадил космонавтов на поверхность Луны [1].
Однако после этого успеха почти 20 лет не было подобных проектов. В 1980-х гг. интерес к исследованию Луны возобновился, но уже с целью построения лунной базы, добычи ресурсов и т.д. С 1990-х гг. кроме России и США проекты по исследованию Луны успешно выполняли такие страны, как Китай, Япония и Индия. Недавно Республика Корея также разработала план исследования Луны, Марса и астероидов [2, 3]. Корея должна отправить орбитальную станцию, миссией которой является изучение магнитного поля Луны, фотографирование Луны, изучение газовой компоненты межпланетного пространства и т.д. [4, 5].
Также в Корее имеется план создания ракет-носителей для выведения в космос автоматических космических аппаратов. После успеха запуска первой ракеты-носителя KSLV-I, разработанной с помощью России в 2013 г., Корея создает вторую ракету-носитель KSLV-II. Эта РН состоит из трех ступеней и имеет высоту 48,5 м (рис. 1). Для выполнения проекта созданы два двигателя тягой 7 тс и 75 тс. Они прошли наземные испытания. На первой ступени устанавливаются четыре жидкостных ракетных двигателя (ЖРД) тягой по 75 тс (рис. 2), на второй - один ЖРД тягой 75 тс и на третий - один ЖРД тягой 7 тс.
Г\
Двигатель 3-й ступени 6500 Схема без дожигания, I 02ж/Кер Тяга 7 тс 'Уд.п = 325 с I, = 502 с
Двигатель 2-й ступени 12000 Схема без дожигания, 02ж/Кер Тяга 75 тс
Ал.п = 315 с ^ = 45, /г= 144 с
Двигатель 1 -й ступени Схема без дожигания, ¿000 02ж/Кер
Тяга 4 двигателя по 74,5 тс ^д.з = 297 с ^уд.п = 315с
Рс= 12, 128 с
Рис. 1. Схема РН КБЬУ-П
Рис. 2. ЖРД КАШ тягой 75 тс
План освоения Луны
По плану экспедиции на Луну до 2020 г. Республика Корея будет запускать ракету-носитель серии КБЬУ для отправки первой корейской лунной орбитальной станции массой 550 кг с помощью апогейно-го двигателя с низкоопорной орбиты (НОО) высотой 200 км. По расчету КАМ при использовании КБЬУ-П стартовая масса М0 разгонного блока с полезным грузом на НОО приблизительно равна 2600 кг, потребная для выполнения задачи характеристическая скорость 3,98 км/с [2].
Для точного расчета перелета к Луне необходимо учитывать действия на КА гравитационных полей Земли и Луны. Действие гравитационных полей складывается в рассматриваемой задаче из значений величины характеристической скорости Духар и потерь на преодоление притяжения Земли - ДУграв.
Мп.н = М0 ■ ехр
^ Ау_„ + Ау ^
хар
грав
уд
- £ Мконстр = / (Р, Рк, ^ Кт ),
где Мп.н - масса полезной нагрузки; М0 - стартовая масса; Духар - при-
гравитационные потери; Мк
констр
<сухая»
ращение скорости; Дуграв масса конструкции.
Как видно из формулы, увеличение полезной нагрузки РБ возможно как за счет увеличения удельного импульса 1уд (смена топлива), так и за счет уменьшения сухой массы конструкции (использование, например, композиционного материала).
Поскольку угол наклона лунного экватора к плоскости ее орбиты и угол наклона плоскости орбиты к плоскости эклиптики малы, в расчетах влиянием этих уголов пренебрегаем (компланарный перелет). В первом приближении можно пренебречь влиянием Луны в геоцентрической сфере, а внутри селеноцентрической сферы - влиянием Земли. В нашем случае КА запускается с орбиты Земли, поэтому нужно рассматривать геоцентрическую сферу. Оптимальной по энергетике траекторией перелета в поле одного притягивающего тела является полуэллипс Гомана [6, 7]. Поскольку Луна не может захватить КА, для получения спутника Луны нужно тормозить селеноцентрическую скорость КА за счет использования апогейного двигателя, который устанавливается на борту КА. Для простоты рассматривается плоская траектория полета. Плоские траектории разделяются на пролетные и попадающие. С учетом существующей характеристики КБЬУ-П траектория с возвращением к Земле не может быть реализована. Следовательно, для получения необходимого приращения скорости на перелет требуются две двигательных установки. По рассмариваемой схеме одна из них устанавливается в разгонном блоке, другая система (апогейного двигателя) - в КА (рис. 3).
Поскольку у Кореи уже есть твердотопливный ракетный блок тягой 7 тс, использованный в КБЬУ-1, для снижения затрат и времени рассматривается его ис-
Рис. 3. Схема одноимпульсного перехода
пользование при переходе на отлетную траекторию. При использовании РДТТ трудно управлять и корректировать траекторию, так как многоразовое включение невозможно, следовательно, снижается вероятность выполнения задач [7]. Исходя из этого для успеха перелета к Луне нужно создать новый разгонный блок с ЖРД. В табл. 1, 2 представлены РБ и МТА (межорбитальные транспортные аппараты) России и США. Большинство из них использует токсичные компоненты топлива и ЖРД малой тяги как апогейный двигатель [8] (обычно применяются высококипящие топлива). Например, в китайском КА «Чанъэ-1» использовано топливо АТ/ММГ (азотный тетраоксид / монометилгид-разин), в индийском КА «Чандраян-1» - МОН-3/ММГ [1]. Но такие высококипящие компоненты топлива агрессивны и токсичны, поэтому при эксплуатации необходимо устанавливать специальное оборудование, использовать дорогие конструкционные материалы или материалы для защитного покрытия, которые имеют антиокислительную способность [9]. Наряду с высокими энергетическими характеристиками желательно иметь экологически чистый перспективный разгонный блок. В этой статье рассматривается двигатель разгонного блока, с которым можно получить первую характеристическую скорость перелета [4, 5].
Таблица 1
Основные характеристики российских РБ и МТА [4]
Название Топливо Тяга ДУ, кН Удельный импульс тяги, м/с Год первого запуска Ракета космического назначения
Е Кислород/керосин 55 3260 1959 «Восток»
Л Кислород/керосин 69 3400 1965 «Молния-М»
Д Кислород/керосин 85 3538 1967 «Протон»
ДМ Кислород/синтин 85 3541 1976 «Протон-М» «Зенит-3»
С5М АТ/НДМГ 81,8 3110 1977 «Циклон-3»
«Икар» АТ/НДМГ 30 2923 1999 «Союз»
«Бриз-КМ» АТ/НДМГ 19,6 3193 1990 «Рокот»
«Бриз-М» АТ/НДМГ 19,6 3217 2000 «Протон-М» «Протон-К»
«Фрегат» АТ/НДМГ 19,6 3208 2000 «Союз-2»
Таблица 2
Основные характеристики американских РБ и МТА [4]
Название Топливо Тяга ДУ, кН Удельный импульс тяги, м/с Год первого запуска Ракета космического назначения
Burner Твердое 42,2 2845 1971 Atlas
Delta N204 + аэродин-50 43,2 2963 1982 Delta
Agena ИШ3 + ММГ 71,6 2855 1966 Atlas Titan-3B
Centaur Кислород + водород 2x66,7 4356 1962 Atlas Titan-3E Space Shuttle
PAM-D Твердое 81,8 2837 1983 Delta Space Shuttle
IUS I ступень - твердое II ступень - твердое 203 82,3 2890 2850 1982 Titan-34D Space Shuttle
Характеристики топлива
Рассмотрены четыре компонента топлива: метан, керосин (горючие) и кислород, перекись водорода (окислители). Они являются распространенными и экологически чистыми компонентами топлива ЖРД. Жидкий метан и жидкий кислород - криогенные, а остальные -высококипящие компоненты (табл. 3).
Таблица 3
Характеристики компонентов топлива
Компоненты Горючее Окислитель
Метан Керосин Кислород Перекись водорода
СИ4ж С10И20 02ж и2о2
Т К 1 киш Л 111,5 <320 90,3 423,3
р, кг/м3 415 793 1132,1 1420
Рна^ ата 1 1,60 ■ 10-2 ~1 3,10-10-3
Топливная пара кислород/метан
Оба компонента являются низкокипящими, поэтому необходимо теплоизоляционное покрытие на баке. Удельный импульс этой пары топлива выше, чем пары кислород/керосин, около 380 с, а плотность топлива немного меньше. Топливная пара кислород/метан обычно сравнивается с парой кислород/водород. Водородная пара имеет выше
удельный импульс и малую плотность (рН2ж = 71 кг/м3). Газообразный водород имеет более широкий диапазон концентрации для воспламенения. Водород трудно сохранить в жидком виде длительное время.
Топливная пара кислород/керосин
Керосин является высококипящим, поэтому на баке не нужно применять дополнительную теплоизоляцию. Но для бака кислорода необходимо использовать теплоизоляцию. Удельный импульс топливной пары кислород/керосин - около 370 с.
Топливная пара перекись водорода/керосин
Несмотря на то, что удельный импульс топливной пары перекись водорода/керосин существенно ниже других пар - около 328 с, ее достоинством является снижение массы двигательной установки, так как все компоненты этой пары могут храниться при обычной температуре. Эта комбинация имеет высокую плотность и экологически чиста так же, как топливо кислород/водород [5].
Оптимизация параметров двигательной установки
При проектировании двухкомпонентных двигателей важны выбор компонентов топлива и схемы двигательной установки. На ранних этапах проектирования жидкостной ракетной двигательной установки (ЖРДУ) нужно оптимизировать основные параметры (тяга двигателя P, давление в камере сгорания рк, степени расширения газов в сопле 8 и массовое соотношение компонентов топлива Km). С помощью программного комплекса «ФОРДУ» можно оптимизировать эти параметры1 [10, 11]. Основные задачи, на которых апробировалась эффективность разработанной системы:
1. Выбор компонентов топлива.
2. Выбор схемы ЖРДУ.
3. Оптимизация основных параметров (P, рк, 8, Km).
4. Сравнение различных составов избранной схемы.
1 Боровик И.Н., Козлов А.А. Программа «Расчет параметров ЖРДУ одноразового межорбитального транспортного аппарата на топливе жидкий кислород и жидкий водород, оптимальных по критерию максимальной массы полезного груза». Свид. о гос. рег. № 2013615021 от 27 мая 2013 г.; Козлов А.А., Гнесин Е.М. Свид. о гос. рег. программы для ЭВМ «ФОРДУ» для расчета основных параметров ЖРДУ № 2010615938. Зарег. в Реестре программ для ЭВМ 10.09.2010.
Оптимизированные параметры соответствуют максимальной массе полезной нагрузки РБ (как сложной технической системы), которая определяется по заданной упрощенной формуле.
Рассмотрены четыре основные схемы ЖРДУ, принимаемые для рассмотрения при задании полетной задачи ЛА на Луну:
- схемы с турбонасосным агрегатом (ТНА) и дожиганием генераторного газа (ГГ) (без бустерного ТНА (БТНА) и с БТНА) - рис. 4, в, г;
- схемы с ТНА без дожигания генераторного газа (без БТНА и с БТНА) - рис. 4, а, б.
в
г
Рис. 4. Схема ЖРДУ: а - открытая схема с БТНА; б - открытая схема без БТНА; в - закрытая схема с БТНА; г - закрытая схема без БТНА
Приняты следующие исходные данные:
- ракета-носитель КБЬУ-П;
- начальная масса М0 = 2600 кг;
- диаметр баков Б0 = 2,7 м (объем в обтекателе 2,7 х 4 м);
- топлива: СН4ж-02ж; керосин-02ж; керосин-Н202.
Результаты расчета
Расчеты показывают, что с увеличением характеристической скорости уменьшается полезная нагрузка из-за увеличения потребного запаса топлива и роста гравитационных потерь. Использование схемы с дожиганием обеспечивает большую массу полезной нагрузки по сравнению с открытой схемой (/уд дож > 1уд.откр), и при использовании метан-кислородного топлива - большую массу полезной нагрузки по сравнению с двигателем на керосин-кислородном топливе, несмотря на то, что топливная пара керосин/перекись водорода - высококипящая и ей не нужна теплоизоляция (рис. 5).
БТНА используются для увеличения давления на входе в основные насосы, необходимого для работы основного насоса без кавитаци-онного срыва. Но из-за добавленной массы полезная нагрузка снизилась (табл. 4). Программный комплекс «ФОРДУ» включает алгоритм расчета массы двигателя для тяг Рдв > 3000 кг, поэтому для меньших тяг требуется уточнение алгоритма расчета Мдв или переход на схему с вытеснительной системой подачи.
Как показано на предыдущих графиках, характеристическая скорость первого участка отлета на Луну Ду = 3180 м/с. При стартовой массе 2600 кг (масса полезной нагрузки РН) такую скорость получить невозможно. Чтобы снизить массу конструкции для бака, занимающего наибольший объем, выбраны композиционные углерод-углеродные материалы, плотность которых меньше, чем металлических сплавов [12, 13] (табл. 5). При применении УУКМ 715 (р = 1400 кг/м3), в случае использования двигателя на топливе метан/кислород со схемой с дожиганием без БТНА, Ду ~ 3100 м/с, получилась масса полезной нагрузки Мпн ~ 400 кг (рис. 6).
800 700 <
600
а 500 я 400 ^ 300 200 100
700 600 X 500 х 400 ^ 300 200 100
X
1500
2000
2500 Ду, м/с
а
3000
3500
1500
2000
2500 Ду, м/с б
3000
3500
СН4ж/02ж '
Керосин/О, Керосин/Н70,
Рис. 5. Зависимость массы полезной нагрузки Мп.н от приращения скорости Ду: а - схема с дожиганием без БТНА; б - схема без дожигания без БТНА; в - схема с дожиганием с БТНА; г - схема без дожигания с БТНА
Таблица 4
Результат расчетов при Духар = 3000 м/с
в
г
Схемы Топливо Р, кг Рк, атм Кт £
Схема с дожиганием ГГ без БТНА СН4ж/02ж 441,64 197,93 3,44 4238,35
Керосин/02ж 361,30 295,43 3,25 5590,90
Керосин/Н202 427,30 187,15 7,58 2801,85
Схема без дожигания ГГ без БТНА СН4ж/02ж 347,21 46,84 3,44 2726,16
Керосин/02ж 281,46 37,64 2,98 1396,90
Керосин/Н202 362,62 37,10 7,47 1056,69
Схема с дожиганием ГГ с БТНА СН4ж/02ж 441,64 197,93 3,44 4238,35
Керосин/02ж 361,30 295,43 3,25 5590,90
Керосин/Н202 427,30 187,15 7,58 2829,71
Схема без дожигания ГГ с БТНА СН4ж/02ж 347,21 46,84 3,44 2726,16
Керосин/02ж 362,62 37,64 2,98 1396,90
Керосин/Н202 362,62 37,10 7,47 1056,69
Таблица 5
Материалы бака
Марка Вид материала Плотность рмат, кг/м3 Предел прочности оВ, МПа
АМГ-6 [9] Al-Mg сплав 2680 35
УУКМ 32 [8] УУКМ 1900 170
УУКМ 715 [8] УУКМ 1400 210
1500 2000 2500 3000 3500 4000 Л;\ м/с
-»- АМГ-6 —УУКМ 32 —УУКМ 715
Рис. 6. Зависимость массы полезной нагрузки Мп.н от прирашения скорости Ду (схема с дожиганием генераторного газа без БТНА на топливе СН4ж/02ж)
Результаты расчета оптимизации при применении композиционного материала УУКМ 715 на баке топлива представлены в табл. 6 и схема показана на рис. 7.
Таблица 6
Оптимизированные энергетические и массовые характеристики ЖРДУ
разгонного блока
Параметры Ед. изм. Значения параметров ДУ
Тяга двигателя 10 Н 347
Давление в камере 105 Па 215
Массовое соотношение компонентов топлива - 3,44
Степень расширения по давлениям - 5422
Масса полезной нагрузки кг 363
Масса двигателя кг 97
Окончание табл. 6
Параметры Ед. изм. Значения параметров ДУ
Масса топлива кг 1514
Удельный импульс м/с 3965
Масса бака окислителя кг 189
Масса бака горючего кг 182
Масса обтекателя кг 35
Масса баллона кг 17
Масса газа кг 2,8
Рис. 7. Оптимизированная схема (СИ4ж-02Ж; схема с дожиганием без БТНА; М0 = 2600 кг; Ду = 3180 м/с)
Заключение
На основании проведенных исследований можно сделать следующие выводы:
1. Из-за трудности корректирования и управления полетом РБ с РДТТ для перевода КА на лунную орбиту лучше применить ЖРД на экологически чистых компонентах топлива.
2. На основе данных проекта верхнего модуля КБЬУ-П и с использованием программного комплекса «ФОРДУ» определены: схема
ЖРДУ (с дожиганием генераторного газа), топливная пара (метан-кислород) и оптимальные основные параметры двигателя (P, рк, s, Km) для разгонного блока, используемого при перелете к Луне.
3. При применении топлива жидкий метан / жидкий кислород из рассмотренных компонентов получается рациональное значение массы полезной нагрузки (Мп.н = 363 кг) в схеме ЖРДУ с дожиганием без БТНА с использованием композиционного материала баков компонентов.
This work was supported by Advanced Research Center Program (NRF-2013R1A5A1073861) through the National Research Foundation of Korea (NRF) grant funded by the Korea government (MSIP) contracted through Advanced Space Propulsion Research Center at Seoul National University.
Библиографический список
1. Луна - шаг к технологиям освоения Солнечной системы / под ред. В. А. Лопоты, В.П. Легостаева. - М.: Энергия, 2011. - 584 с.
2. KARI. Planning research for the lunar exploration plan. - Deajeon,
2008.
3. Long-term planning for Korea's space development, interagency / Ministry of Science, ICT and Future Planning. - Republic of Korea, 2013.
4. Sang-Wook Kang, Gwang-Hyeok Ju, Dong-Young Rew, Sang-Ryool Lee. Analysis of delta-v of Earth-Moon transfer trajectories for minimization of fuel consumption // Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences. - 2012. - Vol. 40, № 1. - Р. 69-70.
5. Lee K.H. Overview of propulsion system performance for Lunar orbiter and recent development status // Journal of the Korean Society for Precision Engineering. - 2011. - Vol. 15, № 1. - Р. 90-101.
6. Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов. - М.: БИНОМ. Лаборатория знаний, 2013. - 407 с.
7. Охоцимский Д.Е., Сихарулидзе Ю.Г. Основы механики космического полета. - М.: Наука, 1990. - 448 с.
8. Козлов А.А., Воробьев А.Г., Боровик И.Н. Жидкостные ракетные двигатели малой тяги. - М.: Изд-во МАИ, 2013. - 207 с.
9. Сердюк В.К. Проектирование средств выведения космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 2009. - 504 с.
10. Козлов А.А. Выбор топлива, схемы и основных параметров ЖРДУ на ранних этапах проектирования. - М.: Изд-во МАИ, 1997. -48 с.
11. Kozlov A.A., Gnesin E.M. The choice of scheme, propellant and fundamental parameters of the engine at the early stage of design work // Sino - Russian - Ukraina workshop on space propulsion, 17-19 September. -Xi'an, 2002. - 9 p.
12. Абашев В.М. Конструкционные материалы, используемые в ракетных двигателях. - М.: Изд-во МАИ, 2009. - 87 с.
13. Lurie S.A., Kozlov A.A., Abashev V.M. The combustion chambers design from the carbon-carbon composite materials for liquid apogee thrust // 22nd International Symposium on Space Technology and Science, May 28 - June 4. - 2000. - Morioka, 2000. - 5 p.
References
1. Luna - shag k tekhnologiyam osvoeniya Solnechnoy sistemy [Moon - step to exploration of Solar system]. Eds. V.A. Lopota, V.P. Legostaev. Moscow: Energiya, 2011. 584 p.
2. KARI. Planning research for the lunar exploration plan. Deajeon, Republic of Korea, 2008.
3. Long-term planning for Korea's space development, interagency. Ministry of Science, ICT and Future Planning. Republic of Korea, 2013.
4. Sang-Wook Kang, Gwang-Hyeok Ju, Dong-Young Rew, Sang-Ryool Lee. Analysis of delta-v of Earth-Moon transfer trajectories for minimization of fuel consumption. Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, 2012, vol. 40, no. 1, pp. 69-70.
5. Lee K.H. Overview of propulsion system performance for Lunar orbiter and recent development status. Journal of the Korean Society for Precision Engineering, 2011, vol. 15, no. 1, pp. 90-101.
6. Sikharulidze Yu.G. Ballistika i navedenie letatelnykh apparatov [Ballistics and guidance of aircrafts]. Moscow: BINOM. Laboratoriya znaniy, 2013. 407 p.
7. Okhotsimskiy D.E., Sikharulidze Yu.G. Osnovy mekhaniki kosmi-cheskogo poleta [Principles of flight mechanics in space]. Moscow: Nauka, 1990. 448 p.
8. Kozlov A.A., Vorobev A.G., Borovik I.N. Zhidkostnye raketnye dvigateli maloy tyagi [Liquid rocket engines of small thrust]. Moskovskiy aviatsionnyy institut, 2013. 207 p.
9. Serdyuk V.K. Proektirovanie sredstv vyvedeniya kosmicheskikh apparatov [Development of spacecraft launch vehicles]. Moscow: Mashinostroenie, 2009. 504 p.
10. Kozlov A.A. Vybor topliva, skhemy i osnovnykh parametrov ZhRDU na rannikh etapakh proektirovaniya [Chosing propellant, scheme and main parameters of liquid rocket engines on early development stage]. Moskovskiy aviatsionnyy institut, 1997. 48 p.
11. Kozlov A.A., Gnesin E.M. The choice of scheme, propellant and fundamental parameters of the engine at the early stage of design work. Sino - Russian - Ukraina workshop on space propulsion, 17-19 September, Xi'an, 2002. 9 p.
12. Abashev V.M. Konstruktsionnye materialy ispolzuemye v raketnykh dvigatelyakh [Constructional materials for rocket engines]. Moskovskiy aviatsionnyy institut, 2009. 87 p.
13. Lurie S.A., Kozlov A.A., Abashev V.M. The combustion chambers design from the carbon-carbon composite materials for liquid apogee thrust. 22nd International Symposium on Space Technology and Science, May 28 - June 4. Morioka, 2000. 5 p.
Об авторах
Чонг Гичонг (Сеул, Республика Корея) - аспирант Сеульского национального университета (Gwanakno 1, Gwanak-gu, Seoul; e-mail: [email protected]).
Чонг Сокгю (Сеул, Республика Корея) - аспирант Сеульского национального университета (Gwanakno 1, Gwanak-gu, Seoul; e-mail: [email protected]).
Козлов Александр Александрович (Москва, Россия) - доктор технических наук, профессор кафедры «Ракетные двигатели» Московского авиационного института (национального исследовательского университета) (125993, г. Москва, Волоколамское ш., д. 4, e-mail: [email protected]).
About the authors
Jeong Gijeong (Seoul, Republic of Korea) - Postgraduate Student, Seoul National University (Gwanakno 1, Gwanak-gu, Seoul; e-mail: [email protected]).
Jeong Seokkyu (Seoul, Republic of Korea) - Postgraduate Student, Seoul National University (Gwanakno 1, Gwanak-gu, Seoul; e-mail: [email protected]).
Alexander A. Kozlov (Moscow, Russian Federation) - Doctor of Technical Sciences, Professor, Department of Rocket Engines, Moscow Aviation Institute (National Research University) (4, Volokolamskoe shosse, Moscow, 125993, Russian Federation, e-mail: kozlov202@ yandex.ru).
Получено 03.10.2015
