Search

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.

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.

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 unit, Разработан метод комбинированного увода крупногабаритных объектов космического мусора с низких околоземных орбит с использованием электроракетной двигательной установки в качестве активного средства увода.Разработана принципиальная схема увода, которая учитывает особенности использования электроракетной двигательной установки в сравнении с маршевой реактивной двигательной установкой.Разработана методика определения параметров схемы увода, таких как минимальная суммарная скорость и момент времени начала процесса увода, обеспечивающий её достижение. Предлагаемая методика учитывает влияние на процесс увода баллистического коэффициента объекта, высоты начальной орбиты и фазы солнечной активности в момент начала увода. Также учитываются действующие временные ограничения по разряду аккумуляторной батареи, простою на время зарядки аккумуляторной батареи и активной работе системы управления.Проведено имитационное моделирование процесса увода крупногабаритного объекта космического мусора комбинированным методом с использованием электроракетной двигательной установки. Исследовано влияние высоты начальной орбиты, баллистического коэффициента и фазы солнечной активности на энергетические затраты процесса увода. Определены зависимости оптимальных с точки зрения энергетических затрат значений фазы солнечной активности в момент начала увода и суммарной скорости, необходимой для обеспечения увода, от высоты начальной орбиты и баллистического коэффициента. Эти зависимости имеют практический интерес для задач проектирования средств комбинированного увода с использованием электроракетной двигательной установки. Получены зависимости частных производных приращения импульса скорости по приращению баллистического коэффициента от высоты начальной орбиты. Использование этих производных также представляет практический интерес для оценки эффекта от разворачивания аэродинамического парусного устройства, Розроблений метод комбінованого відводу великогабаритних об’єктів космічного сміття з низьких навколоземних орбіт з використанням електроракетної рушійної установки в якості активного засобу відводу.Розроблена принципова схема відводу, яка враховує особливості використання електроракетної рушійної установки.Розроблена методика визначення параметрів схеми відводу, таких як мінімальна сумарна швидкість і момент часу початку процесу відводу, що забезпечує її досягнення. Методика, що пропонується, враховує вплив на процес відводу балістичного коефіцієнта об’єкта, висоти початкової орбіти і фази сонячної активності в момент початку відводу. Також розглянуті діючі часові обмеження по розряду акумуляторної батареї, простою на час зарядки акумуляторної батареї й активній роботі системи керування.Проведене імітаційне моделювання процесу відводу великогабаритного об’єкту космічного сміття комбінованим методом з використанням електроракетної рушійної установки. Досліджений вплив висоти початкової орбіти, балістичного коефіцієнта і фази сонячної активності на енергетичні витрати процесу відводу. Визначені залежності оптимальних з точки зору енергетичних витрат значень фази сонячної активності в момент початку відводу і сумарної швидкості, необхідної для забезпечення відводу, від висоти початкової орбіти і балістичного коефіцієнта. Ці залежності мають практичний інтерес для задач проектування засобів комбінованого відводу з використанням електроракетної рушійної установки. Отримані залежності часткових похідних приросту швидкості по приросту балістичного коефіцієнта від висоти початкової орбіти. Використання цих похідних також має практичний інтерес для оцінки ефекту від розгортання аеродинамічного вітрильного пристрою

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.

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 orbits, Рассмотрен один из путей очистки околоземных орбит от космического мусора – увод крупногабаритных объектов, представляющих опасность для космической навигации и экологии околоземного пространства, в плотные слои атмосферы Земли. Для его реализации предложен комбинированный метод с использованием реактивной двигательной установки и аэродинамического паруса. Двигательная установка обеспечивает формирование эллиптической орбиты увода с перигеем в верхних слоях атмосферы, а аэродинамический парус – постепенное снижение скорости за счет воздействия силы аэродинамического сопротивления. Показано, что сочетание активного и пассивного методов позволяет частично компенсировать недостатки обоих методов и реализовать гарантированный увод объекта космического мусора в плотные слои атмосферы с минимальными затратами в заданный срок. При этом эффективность предложенного метода во многом зависит от состояний верхней атмосферы, которая является функцией солнечной активности, изменяющейся с периодом 11 лет.Для определения эффективных траекторий движения объектов космического мусора в верхних слоях атмосферы решена задача о движении тела в гравитационном поле Земли, с учетом динамики атмосферы, а также с учетом циклов солнечной активности. Получены зависимости высоты перигея первого витка орбиты увода, обеспечивающей время существования не более 25 лет и величины импульса скорости, необходимого для формирования орбиты увода с низких круговых орбит. Определены энергетические затраты на увод объектов космического мусора с учётом динамически изменяющейся атмосферы Земли. Выполнен анализ влияния солнечной активности на энергетические затраты процесса увода космических объектов.Результаты работы представляют собой практический интерес для разработки средств комбинированного увода крупногабаритного космического мусора с низких околоземных орбит, Розглянуто один з шляхів очищення навколоземних орбіт від космічного сміття – відвід великогабаритних об’єктів, які являють небезпеку для космічної навігації та екології навколоземного простору, в щільні шари атмосфери Землі. Для його реалізації запропоновано комбінований метод з використанням реактивної двигунної установки й аеродинамічного вітрила. Двигунна установка забезпечує формування еліптичної орбіти відводу з перигеєм у верхніх шарах атмосфери, а аеродинамічне вітрило – поступове зниження швидкості за рахунок дії сили аеродинамічного опору. Показано, що поєднання активного й пасивного методів дозволяє частково компенсувати недоліки обох методів і реалізувати гарантований відвід об’єкта космічного сміття в щільні шари атмосфери з мінімальними витратами в заданий термін. При цьому ефективність запропонованого методу в багато чому залежить від стану верхньої атмосфери, яка є функцією сонячної активності, що змінюється з періодом 11 років.Для визначення ефективних траєкторій руху об'єктів космічного сміття в верхніх шарах атмосфери вирішена задача про рух тіла в гравітаційному полі Землі з урахуванням динаміки атмосфери, а також з урахуванням циклів сонячної активності. Отримано залежності висоти перигею першого витка орбіти відведення, що забезпечує час існування не більше 25 років, і величини імпульсу швидкості, необхідного для формування орбіти відведення з низьких колових орбіт. Визначено енергетичні витрати на відведення об’єктів великогабаритного космічного сміття з врахуванням динамічно змінюваної атмосфери Землі. Проведено аналіз впливу сонячної активності на енергетичні витрати процесу відведення космічних об’єктів.Результати роботи представляють практичний інтерес для розробки засобів комбінованого відведення великогабаритного космічного сміття з низьких навколоземних орбіт

This paper describes the instrumented test firing of a rocket that seeks to combine the throttleability of a liquid-fueled engine with the simplicity of a solid motor. The concept is that a differentiated fuel and oxidizer rod is forced into a vaporization unit where its constituents transition into separate propellant gases, which are then mixed in a combustion chamber. The vaporization unit is heated by the combustion, and the throttle setting is adjusted by changing the force used to drive the solid propellant rod into the vaporizer, which naturally influences the propellant feed rate. In experiments using a solid propellant rod consisting of polypropylene fuel and a 1∶1.5 mixture of NH4ClO4 and NH4NO3 oxidizer, operations have been sustained for around 60 s. During testing, using propellant feed forces of between 250 and 900 N, propellant feed rates of between 100 and 300 mm/min have been achieved, which are in turn correlated to chamber pressures of between approximately 300 and 700 kPa. These correlated cycles of control input (the feed force), throttle response (the propellant feed rate), and implied thrust (the chamber pressure) demonstrate, for the first time, a simple solid rocket that can be throttled in real time.