НАУКОВІ ТА ТЕХНОЛОГІЧНІ ОСНОВИ СТВОРЕННЯ РАКЕТ-НОСІЇВ ІЗ СПАЛИМИМИ БАКОВИМИ ОБОЛОНКАМИ

Краткое описание

Міністерство освіти і науки, молоді та спорту України
Дніпропетровський національний університет імені Олеся Гончара

На правах рукопису

ЄМЕЦЬ ВІТАЛІЙ ВОЛОДИМИРОВИЧ

УДК 629.764

НАУКОВІ ТА ТЕХНОЛОГІЧНІ ОСНОВИ СТВОРЕННЯ
РАКЕТ-НОСІЇВ ІЗ СПАЛИМИМИ БАКОВИМИ ОБОЛОНКАМИ

05.07.02 – проектування, виробництво та випробування літальних апаратів

Дисертація на здобуття наукового ступеня доктора технічних наук

Науковий консультант
Санін Федір Павлович
доктор технічних наук, професор

Дніпропетровськ – 2012

ЗМІСТ

ПЕРЕЛІК УМОВНИХ ПОЗНАЧЕНЬ……………………...…………….........

ВСТУП……………………………………………………..…………………..

1 АНАЛІЗ ПРОЕКТНО-КОНСТРУКТОРСЬКИХ ПРОБЛЕМ РОЗРОБКИ
ЕКОНОМІЧНО ЕФЕКТИВНИХ ТРАНСПОРТНИХ КОСМІЧНИХ
СИСТЕМ…….…………………………….....................................................
1.1 Проблеми підвищення економічної ефективності транспортних
космічних систем……………………………………..…………......…
1.1.1 Проблема зниження питомої вартості виведення корисного
вантажу на низьку навколоземну орбіту…………………....….
1.1.2 Проблема зниження вартості пуску мікроракет-носіїв,
призначених для виведення мікро-, нано- і пікосупутників.......
1.2 Аналіз сучасних і перспективних проектно-конструкторських
рішень, спрямованих на підвищення економічної ефективності
транспортних космічних систем….…………..............................….....
1.2.1 Проектно-конструкторські рішення, що спрямовані на
зниження питомої вартості виведення корисних вантажів в
космос……….………...………………………………..........…….
1.2.2 Проектно-конструкторські рішення, що спрямовані на
зниження вартості пуску мікроракет-носіїв...…..……….......….
1.3 Аналіз стану розробки ракет із спаленням або дискретним
відкиданням оболонок паливних баків……….….......................…..…
1.3.1 Ракети з дискретним відкиданням оболонок паливних баків…
1.3.2 Спалимі ракети…………………………............………………....
1.4 Висновки…..…………...…………………….......……………………….
2 ВИЗНАЧЕННЯ НАПРЯМКІВ ДОСЛІДЖЕННЯ…......................................
2.1 Вимоги до спалимих ракет-носіїв….…..…………….……….......….…
2.2 Принцип влаштування ракети із спаленням бакової оболонки…........
2.3 Конструктивно-компонувальна схема спалимої ракети-носія з
компресорно-насосною подачею палива…….………………...…..….
2.4 Сучасні прототипи спалимих ракет…………………………….......…..
2.5 Спалима ракета-носій з інерційною подачею палива……...…….........
2.5.1 Принцип влаштування інерційної спалимої ракети-носія........
2.5.2 Основні частини і характеристики інерційної спалимої
ракети-носія……………………………………..…........................
2.6 Перспективи використання і проблеми розробки спалимих ракет-носіїв………………………………………………….…..…........……..
2.7 Напрямки дослідження………………..………………….….......…..…..
2.8 Висновки…..…………...……………………………………...........…….

3 ВИБІР ТА ДОСЛІДЖЕННЯ ХАРАКТЕРИСТИК ПАЛЬНОГО ТА
КОМПРЕСОРА СПАЛИМОЇ РАКЕТИ-НОСІЯ……...................................
3.1 Особливості використання твердих пальних для спалимих ракет-носіїв…………………...……………………………........…...…..…….
3.2 Термічна деструкція поліолефінів…………..………………............….
3.3 Хімічна та радіаційна стійкості поліетилену.....................................….
3.4 Технологічні передумови виготовлення поліетиленових баків...........
3.5 Дослідження характеристик палив спалимих ракет-носіїв на основі
поліетилену……………………………………………….......................
3.5.1 Методика розрахунку теоретичних характеристик палив….....
3.5.2 Визначення ентальпії поліетилену………………..……........…
3.5.3 Аналіз характеристик поліетиленових палив з кисневими
окислювачами………...………..……………………............…….

3.6 Міцність поліетилену. Оцінка потрібних товщин оболонок баків
спалимих ракет-носіїв……………………………….……........………
3.7 Дослідження питомих імпульсів тяги поліетиленових палив з
металомісткими наповнювачами………………………......…….……
3.8 Дослідження теплофізичних характеристик поліетилену в
температурному діапазоні його термічної деструкції……….........….
3.8.1 Обладнання та експериментальні дані………………………….
3.8.2 Обробка і аналіз експериментальних даних…………………….
3.9 Дослідження параметрів критичного стану, теплоємності і
показника адіабати газоподібних продуктів термічної деструкції
поліетилену…………………………………………………….……….
3.9.1 Задачі і методи дослідження……………………………………..
3.9.2 Експериментальна установка та отримані дані……...…………
3.9.3 Оцінка параметрів критичного стану…………………………..
3.9.4 Оцінка теплоємності і показника адіабати……………………..
3.10 Дослідження характеристик компресора газоподібних продуктів
термічної деструкції поліетилену…………….……………........……..
3.10.1 Дослідження залежності тиску на вході в компресор від
проектних параметрів спалимої ракети-носія.……….........…...
3.10.2 Оцінка маси компресора....………….…..………........…...……
3.11 Висновки…….……………………………...…………………........…...

4 ДОСЛІДЖЕННЯ ОСНОВНИХ ХАРАКТЕРИСТИК ГАЗИФІКАЦІЙНОЇ
КАМЕРИ І УЗГОДЖЕННЯ ЇХ ІЗ ПРОЕКТНИМИ ПАРАМЕТРАМИ
СПАЛИМОЇ РАКЕТИ-НОСІЯ…….............………………..................…....
4.1 Особливості процесів в газифікаційній камері та обраного методу її
розрахунку…………………………………………...........……..…....

4.2 Розробка математичної моделі газифікаційної камери..…….......…….
4.2.1 Умова відповідності швидкості газоутворення потрібному
витрачанню пального………………………………........…….…
4.2.2 Метод визначення швидкості газифікації палива в
газифікаційній камері…………….……………...………....……..
4.2.3 Дослідження квазістаціонарного одновимірного розподілу
температури в газифікаційній камері…………………................
4.2.4 Вибір форми та розмірів нагрівальної поверхні газифікаційної
камери…………………………………..…..……...........................
4.2.5 Оцінка маси газифікаційної камери....……………….......……...
4.3 Узгодження характеристик газифікаційної камери з проектними
параметрами спалимої ракети-носія. Математична модель
газифікаційної камери……………………………….................………
4.4 Особливості конструкції та технології виготовлення газифікаційної
камери……………..…….………………….………...............................
4.5 Методика та приклад розрахунку газифікаційної камери..…………...
4.6 Висновки……………………………………………………….......……..

5 ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНІ ДОСЛІДЖЕННЯ ГАЗИФІКАЦІЇ ТВЕРДОГО
ПОЛІЕТИЛЕНОВОГО ПАЛЬНОГО ЗА ДОПОМОГОЮ МОДЕЛЬНИХ
ДВИГУНІВ СПАЛИМИХ РАКЕТ-НОСІЇВ………………………..........……
5.1 Три етапи експериментальних досліджень процесів в
газифікаційних камерах модельних двигунів спалимих ракет-носіїв
5.2 Вибір і обґрунтування газифікації твердого палива як способу його
підготовки до подачі в камеру згоряння…………………...................
5.2.1 Дослідження плавлення і термічної деструкції поліетилену в
моделі газифікаційної камери за допомогою електронагріву….

5.2.2 Експериментальні дослідження моделі двигуна на
газоподібному паливі поліетилен-кисень…………..…..........….
5.3 Дослідження газифікації поліетиленового стержня за допомогою
його продуктів згоряння …………………………...................…….…
5.3.1 Створення стенду для вогньових випробувань і вимірювання
основних характеристик газифікації і горіння поліетиленового
стержня………….………………………...............................…….
5.3.2 Розробка і відпрацювання моделі двигуна спалимої ракети-носія…………………………………………...…..…..…………...
5.3.3 Дослідження газифікації поліетиленового стержня в
газифікаційній камері модельного двигуна..........................…....
5.3.4 Оцінка теплових потоків в газифікаційній камері і
коефіцієнта тепловіддачі від неї в пальне….…............................
5.3.5 Визначення швидкості газифікації поліетилену……………......
5.3.6 Обґрунтування достовірності отриманих даних за допомогою
теорії подібності……………………………………......................
5.3.7 Оцінка тяги модельного двигуна…..…...…………...........……..
5.4 Дослідження самопідтримної газифікації пального в газифікаційній
камері, що розміщена в області головки модельного двигуна…..…
5.5 Висновки.………….…….....…………….…………………...…………..

6 РОЗРОБКА ОБТЮРАТОРА СПАЛИМОЇ РАКЕТИ-НОСІЯ..……...……..
6.1 Особливості влаштування і функції обтюратора спалимої ракети-носія……………………………………...…........………..…..………....
6.2 Розробка адаптивного магнітопорошкового герметизатора...………...

6.3 Розробка і дослідження металополімерного магнітного порошку.......
6.3.1 Створення лабораторної установки для покриття металевого
порошку поліетиленовою оболонкою…...…………..........……..
6.3.2 Розробка технологічних режимів покриття металевого
порошку поліетиленовою оболонкою…………………..........….
6.3.3 Визначення характеристик металополімерних порошків….......
6.4 Експериментальні дослідження моделей магнітопорошкових
герметизаторів……………………………………………….......……...
6.4.1 Дослідження ефекту підвищення тиску пробою у кріогенній
рідині для статичних герметизаторів………………..........……...
6.4.2 Дослідження герметизатора поступального руху……..........….
6.5 Розробка математичної моделі магнітопорошкового демпфера і
обтюратора спалимої ракети-носія…...............………........…….…...
6.6 Експериментальне дослідження фізичної моделі
магнітопорошкового демпфера…………………………….............….
6.7 Подібність герметизатора, демпфера СРН та їхніх фізичних моделей
6.8 Методика і приклад оцінки характеристик обтюратора спалимої
ракети-носія………………………………………………………….....
6.9 Рекомендації щодо влаштування обтюратора спалимої ракети-носія
і висновки………………………………….……………..…..............…

7 ДОСЛІДЖЕННЯ ЕФЕКТИВНОСТІ І ДОЦІЛЬНИХ ОБЛАСТЕЙ
ЗАСТОСУВАННЯ СПАЛИМИХ РАКЕТ-НОСІЇВ......................................
7.1 Особливості масово-енергетичних співвідношень для спалимих ракет-носіїв в методиках оцінки масових і вартісних характеристик ракет-носіїв…………………...…………...............................................…...……
7.2 Порівняння спалимих ракет-носіїв з компресорно-насосною подачею
палива і традиційних ракет-носіїв.…........................………………...…..

7.2.1 Критерії та умови порівняння……………………………..……….
7.2.2 Порівняння спалимих і традиційних одноразових ракет-носіїв…
7.2.3 Порівняння спалимих і традиційних багаторазових ракет-носіїв..
7.3 Дослідження характеристик і доцільної області застосування
інерційних спалимих ракет-носіїв………..…………………........……...
7.4 Дослідження областей доцільного застосування спалимих ракет-носіїв
різних типів………………………………………………….................….
7.5 Висновки…………………..…..………………………….......……………..

ВИСНОВКИ……………………………………………………...…........……..

СПИСОК ВИКОРИСТАНИХ ДЖЕРЕЛ……..……………………...........…...

Додаток А Теплові розрахунки двигунів на традиційних і поліетиленових
паливах…………….…………..……………….…..........................................
А.1 Mathcad-програма розрахунку теоретичного максимального
питомого імпульсу палива керосин + кисень…………….........….…
А.2 Mathcad-програма розрахунку теоретичного максимального
питомого імпульсу палива керосин + перекис водню 98%.................
А.3 Mathcad-програма розрахунку теоретичного максимального
питомого імпульсу палива поліетилен + кисень………............…….
А.4 Mathcad-програма розрахунку теоретичного максимального
питомого імпульсу палива поліетилен + перекис водню 98%............
А.5 Mathcad-програма розрахунку теоретичного максимального
питомого імпульсу палива поліетилен + кисень + LiAlH4………….
А.6 Mathcad-програма розрахунку теоретичного максимального
питомого імпульсу палива поліетилен + перекис водню 98% + LiH

Додаток Б. Розрахунок газифікаційної камери……………….....…..........….
Б.1 Чисельний розрахунок нестаціонарної теплопередачі через стінку
газифікаційної камери..……………………………………........….….
Б.1.1 Метод розрахунку………………………………………........…...
Б.1.2 Опис Mathcad-програми..…………………………......……...…
Б.1.3 Mathcad-програма оцінки швидкості газифікації поліетилену
в газифікаційній камері………………………….......................…
Б.2 Mathcad-програма розрахунку характеристик і оцінки маси
газифікаційної камери з теплоносієм – продуктами згоряння
пального і окислювача……………………….................…….......……
Б.2.1 Розрахунок складу продуктів згоряння в газогенераторі….......
Б.2.2 Розрахунок теплоємності і в’язкості теплоносія в
газифікаційній камері………………........................................…..
Б.2.3 Визначення коефіцієнта теплопередачі від теплоносія в
поліетилен через стінки трубок газифікаційної камери.….........
Б.2.4 Довжина «одиничної» трубки…………………………….......…
Б.2.5 Визначення падіння тиску газу-теплоносія в газифікаційній
камері................................................................................................
Б.2.6 Визначення потрібної кількості трубок нагрівального тракту і
загальної витрати теплоносія…………………....................…….
Б.2.7 Геометричні характеристики газифікаційного тракту.......…….
Б.2.8 Оцінка маси газифікаційної камери..…………………........……

Додаток В Перебіг експериментів з моделями двигунної установки
спалимої ракети-носія……………………………..………………........…..
В.1 Відпрацювання камери згоряння і газифікаційної камери……...........
В.2 Газифікація поліетиленового стержня в газифікаційній камері, яка
вміщена в сопло…………………………………………..........……….

Додаток Г Оцінка характеристик деяких вузлів обтюратора….................….
Г.1 Оцінка герметичності магнітопорошкового герметизатора….........….
Г.2 Умова забезпечення цілості легкодеформівного магніту……........…..
Г.3 Оцінка потрібної ширини опорного кільця……………........……...….

ВСТУП

Сучасні засоби доставки корисних вантажів в космос – ракети-носії
(РН) – створені за технологією, що була розроблена в 30-х – 80-х роках ХХ-го
сторіччя. Вони призначені для забезпечення вантажопотоку Земля – Космос
об’ємом порядку 103
тон/рік (в перерахунку на низьку навколоземну орбіту)
при масі одиничного вантажу від кількох тон до 100 тон. Безперечно, сучасні
ракети-носії добре придатні для цієї задачі і змогли, навіть, забезпечити
польоти автоматичних апаратів до планет Сонячної системи, серію
короткочасних пілотованих польотів на Місяць і, можливо, зможуть
забезпечити пілотований політ на Марс.
Тим часом з’являються нові задачі, для розв’язання яких сучасні ракет-носії не є придатними. Це масове використання малих супутників масою в
кілька сотень грамів, які мають потенціал стати такими ж поширеними і
доступними як і мобільні телефони. Це космічний туризм, індустріалізація
навколоземного простору і найближчих небесних тіл (що потребуватиме
збільшення вантажопотоків в космос на кілька порядків) та інші задачі.
В різних країнах намагаються розробити нові технології космічного
транспортування, які б дозволили розв’язати нові задачі, але поки що
позитивних результатів немає. Разом з тим, наприклад, масове використання
малих супутників могло б створити нові прибуткові галузі економіки, а
орбітальні сонячні електростанції послабили б енергетичну кризу.
Однією з перспективних нових технологій може стати запропоноване
майже століття тому використання конструктивних елементів ракет як палива
[91, 198]. Одначе ця технологія досі не розроблялась (не було ані потреби, ані
технічних передумов), тому її розробку треба починати із створення наукових і
технологічних основ, чому і присвячена ця дисертаційна робота.
13
Актуальність теми. Головною проблемою сучасної космонавтики є
висока вартість виведення вантажів на навколоземну орбіту. Вже на протязі
кількох десятиріч вона становить в перерахунку на 1 кг корисного вантажу від
3…5 тис. дол. США (РН радянської розробки, індійських та китайських [27,
301]) до 10…15 тис. дол. (для РН США, Європейського Союзу, Японії та ін. [27,
214]) при виведенні на низьку навколоземну орбіту носіями середнього і
важкого класів. Така висока вартість не лише стримує розвиток світової
космонавтики але й призводить до суттєвого зниження пускової активності
(майже в 1,5 рази за останні приблизно 15 років [301]).
Разом з тим, прогнози розвитку космонавтики показують, що майбутнє
промислове використання ресурсів космосу, таке як виробництво
електроенергії на навколоземних сонячних електростанціях і видобуток
мінералів на планетах і астероїдах, а також побудова поселень на Місяці і
Марсі, можуть статися лише за умови зниження вартості космічного
транспортування на 2-3 порядки [208, 210, 220, 239].
Додаткове загострення означеної проблеми сталося на протязі останніх
10…15 років внаслідок появи нових технологій створення малих і відносно
дешевих супутників, доступних для розробки і виготовлення силами малих
фірм і університетських колективів. Питома вартість запуску таких супутників
спеціально призначеними малими РН є в кілька разів більшою ніж великими
РН і може сягати 70 тис. дол. за 1 кг корисного вантажу [27, 214, 301] внаслідок
дії масштабного фактора – зменшення питомої корисної маси РН разом із
зменшенням її розмірів, що за оцінками експертів в 2-5 разів зменшує об’єм
сучасного ринку пускових послуг для малих супутників в порівнянні з його
потенціалом [214, 220]. Абсолютна вартість пуску сучасних малих РН
перевищує 10 млн. дол. США (наприклад, для РН «Pegasus» – близько 20 млн.
дол.), в той час, коли підраховано, що для основних потенційних користувачів
малих супутників – малих університетських, аматорських або бізнесових груп –
прийнятною може бути вартість, що не перевищує 3...5 млн. дол. США [214].
14
На сьогоднішній день склалась така ситуація, коли потреби і можливості
виготовлення малих супутників в кілька разів перевищують можливості їх
запуску [301, 303].
Таким чином, для задоволення пускових потреб необхідно суттєво
скоротити питому вартість виведення (у випадку використання малих РН –
вартість пуску, яка також визначається питомою вартістю виведення
максимального корисного навантаження).
Відомо, що питома вартість виведення корисного вантажу на орбіту spc
залежить від чотирьох чинників: масової, технологічної і експлуатаційної
досконалості транспортної космічної системи (ТКС), а також від кратності її
багаторазового використання [133]. Відповідно існують чотири основні шляхи
зниження spc :
1) збільшення маси корисного вантажу ТКС cM ;
2) зменшення вартості виготовлення ТКС LVC (з урахуванням
амортизаційних відрахувань на її розробку);
3) підвищення кратності багаторазового використання ТКС, або її
окремих частин k (для одноразових ТКС k = 1);
4) зниження разових витрат на один пуск ТКС R (вартості палива, послуг
космодрому, спостереження за польотом, обслуговування зон падіння
РБ, міжпольотне обслуговування багаторазових ТКС тощо).
Причому, на сучасному рівні розвитку техніки передбачається, що ТКС
може бути ракетою-носієм, повітряно-космічним літаком (ПКЛ), або
комбінацією літака-носія і ракетних блоків (РБ).
Стосовно РН традиційного влаштування (хімічний двигун,
кількаступенева компонувальна схема з баками силової конструкції) необхідно
відзначити, що на перших двох шляхах – збільшення cM і зменшення LVC – на
теперішній час вже практично досягнута найвища межа масової і технологічної
(економічної) досконалості. Такі заходи, як впровадження нових
15
конструкційних матеріалів і двигунних установок, безумовно, можуть
покращити характеристики сучасних РН, але не кардинально.
Застосування для РН третього шляху – багаторазового використання
окремих РБ або, наприклад, лише їхніх двигунних установок (ДУ) – на
сучасному технічному рівні поки що не принесло позитивного результату:
відомо, що питома вартість виведення для ТКС “Space Shuttle” залишилась
практично такою ж, як і для одноразових РН через великий об’єм
міжпольотних і відновлювальних робіт [220]. Крім цього, значною проблемою є
м’яке приземлення і повернення до місця старту великогабаритних РБ першого
ступеня, або їх відновлення після приводнення (потрібні значні масові витрати
на засоби рятування, а транспортування суходолом потребує спеціальних доріг
і засобів, або взагалі не є можливим, наприклад, в гірській або лісовій
місцевості) [133]. Разом з тим, необхідно зауважити, що, тим не менше,
багаторазовість вважається одним із найперспективніших напрямків розвитку
ракетно-космічної техніки, який згодом призведе до відчутної вигоди.
Зниження разових витрат для РН можливо лише в один кардинальний
спосіб – використання 1-ступеневих РН, які не потребують зон падіння
відпрацьованих частин. Втім, відомо, що 1-ступеневим РН, які можуть бути
реалізовані лише на водневому пальному, властивий великий технічний ризик
розробки – малі відхилення реальних виробів від заданих проектних параметрів
призводять до значної втрати корисного вантажу, аж до від’ємних його значень
[133]. З цієї причини проекти ракетних 1-ступеневих ТКС в останні десятиріччя
поступилися місцем проектам ПКЛ, які, як вважають, здатні знизити технічний
ризик розробки за рахунок початкового розгону в атмосфері за допомогою
повітряно-реактивних двигунів і, таким чином, зменшення характеристичної
швидкості, що набувається в подальшому ракетному польоті, на 1000…1500 м/с
[275]. Одначе, ПКЛ, за оцінками їх розробників, можуть бути економічно
ефективними лише за умови великих транспортних потоків і відповідно високої
16
частоти польотів – до кількох сотень на рік [282], що на сьогоднішній день,
імовірно, є віддаленою перспективою.
Таким чином, кардинально знизити spc за допомогою сучасних підходів
навряд чи можливо, отже необхідно розробляти такі засоби виведення корисних
вантажів в космос, які побудовані на нових принципах. Проблема полягає в
тому, щоб розробити такі нові засоби, які б могли знизити spc комплексно по
всіх 4-х згаданих напрямках і, крім того, мали б низьку чутливість до
масштабного фактора, тобто могли б бути ефективними для запуску не тільки
великих, але й малих корисних вантажів.
На наш погляд, цю проблему можливо розв’язати за допомогою РН, у
яких бакові оболонки використовуються як пальне (спалимих РН). Ідея
використання конструктивних елементів РН як пального відома ще з часів
піонерів ракетної техніки, але на сьогоднішній день подібні ракети не існують і
не розробляються з огляду на очевидну складність їх практичної реалізації. В
той же час протягом кількох останніх десятиріч з’явились такі технічні
досягнення, як широке використання полімерів як конструкційних матеріалів а
також магнітоактивних герметизаторів і демпферів, які уможливлюють
практичну реалізацію спалимих РН. Одначе, на сьогоднішній день не існує
теорії спалимих РН, яка могла б бути необхідною умовою для початку їх
розробки. З огляду на ці обставини, робота, що присвячена розв’язанню
проблеми створення теоретичних та технологічних основ спалимих РН, є
актуальною.
Зв’язок роботи з науковими програмами, планами, темами. Частина
представлених в дисертаційному дослідженні теоретичних і експериментальних
робіт була проведена автором у Державному конструкторському бюро
«Південне» в 1994-1995 роках в рамках дослідно-конструкторської роботи
«Розробка та створення авіаційно-космічного ракетного комплексу «Світязь»
(державний реєстраційний номер – 0194U018928, автор – відповідальний
17
виконавець цієї частини робіт) [86, 85]. Інша частина експериментальних і
теоретичних робіт була виконана автором за проектною угодою № 2524
«Використання поліетиленових баків ракет як пального», укладеною між
Дніпропетровським національним університетом ім. Олеся Гончара і
Українським науково-технологічним центром за підтримки Європейського
центру космічної науки і технології Європейського космічного агентства
(European Science and Technology Centre, European Space Agency); автор –
керівник проекту [244].
Мета і задачі дослідження. Метою дисертаційного дослідження є
розв’язання проблеми розробки наукових та технологічних основ створення
нового типу ракет-носіїв, призначених для зниження вартості транспортування
корисних вантажів на низьку навколоземну орбіту, на нових засадах –
використанні конструктивних елементів як палива.
Об’єкт дослідження – проблема зниження вартості транспортування
корисних вантажів на низьку навколоземну орбіту.
Предмет дослідження – принципи побудови, конструкції і технології
виготовлення засобів виведення корисних вантажів на низьку навколоземну
орбіту, спрямовані на зниження вартості цього виведення.
Для досягнення мети досліджень необхідно виконати такі задачі:
а) вибір і обґрунтування спалення оболонки РН як напрямку підвищення
ефективності ТКС, розробка основних принципів побудови і основних
складових частин спалимих ракет-носіїв (СРН);
б) вибір паливно-конструкційного матеріалу для спалимих бакових
оболонок СРН і обґрунтування його придатності для отримання
високих питомих імпульсів тяги і виготовлення баків;
в) обґрунтування придатності обраного паливно-конструкційного
матеріалу для ефективної газифікації і компресорної подачі в ДУ СРН,
визначення його теплофізичних характеристик за умов термічної
18
деструкції і газоподібного стану; оцінка характеристик компресора
газоподібного пального;
г) розробка теорії газифікаційної камери (ГК) та визначення її основних
характеристик, формалізація взаємозв’язків між характеристиками ГК
і проектними параметрами СРН;
д) підтвердження достовірності математичної моделі ГК, теоретичної
оцінки її характеристик та інженерної здійснимості ДУ СРН шляхом
експериментального дослідження фізичних моделей ГК і ДУ з ГК;
е) розробка теорії і теоретична оцінка характеристик обтюратора СРН,
експериментальне підтвердження цієї оцінки і принципової
можливості технічної реалізації обтюратора шляхом дослідження
фізичних моделей його окремих вузлів;
ж) розвиток відомої методики визначення проектних параметрів РН
шляхом розробки проектних співвідношень для СРН, визначення
економічної ефективності СРН і доцільних областей їх застосування.
Методи дослідження. Комплексний теоретико-експериментальний підхід
до виконання поставлених завдань був прийнятий в роботі з огляду на те, що
основні нові частини СРН, такі як ГК, компресор газоподібного пального,
магнітопорошковий (МП) обтюратор, є новими, уявними і в реальності не
існують, а відомі лише їх віддалені аналоги. Тому для достовірної оцінки
характеристик СРН теоретичні розрахунки, що базувались на методах
проектування РН, теоретичної механіки, теплового розрахунку ракетного
двигуна, розрахунку прогріву тіла з рухомою межею тощо, доповнювались
фізичним моделюванням з використанням теорії подібності, відомих і
запропонованих автором методів проведення теплотехнічних експериментів,
вимірювання температур, тисків і магнітних полів.
Принципи побудови СРН були визначені методом аналізу перспектив
розвитку і недоліків сучасних шляхів зменшення вартості виведення корисних
вантажів в космос і відомих пропозицій по влаштуванню РН з відкиданням і
19
спаленням оболонок баків. Пошук найдоцільніших областей застосування СРН
здійснювався методом порівняння з сучасними і перспективними одноразовими
і багаторазовими РН за критерієм питомої вартості виведення корисного
вантажу на низьку навколоземну орбіту. Масово-енергетичні і вартісні
характеристики СРН досліджувались відомим методом питомих мас і умовних
питомих вартостей з використанням формули Циолковського і масово-енергетичних співвідношень для багатоступеневих РН [133], доповнених
автором з урахуванням особливостей спалимої РН.
Теоретичні питомі імпульси тяги, термодинамічні параметри і склад
продуктів згоряння поліетиленових палив з різними окислювачами і
металомісткими наповнювачами визначались методом теплового розрахунку
ракетного двигуна, який базується на використанні законів хімічної
термодинаміки [107, 168], дещо доповненим автором для випадку використання
металомістких наповнювачів.
Теплофізичні характеристики поліетилену в області термічної деструкції
визначались методом безпосереднього нагріву, поєднаним з методом
коаксіальних циліндрів [178]. Критична температура газоподібних продуктів
термічної деструкції поліетилену знаходилась методом використання рівняння
Ван-дер-Ваальса для реального газу з експериментально визначеними
константами [52], що було необхідним для з’ясування принципової можливості
реалізації компресора пального. Масові характеристики компресора
оцінювались методом урахування питомої адіабатної роботи стиснення і
питомих масових характеристик [128].
Швидкість газифікації поліетилену визначалась двома розробленими
автором методами; перший базувався на використанні розрахованих явним
методом [137] значень нестаціонарного температурного поля всередині ГК і
диференціального рівняння квазістаціонарного прогріву тіла з рухомою межею
[136]; другий полягав у вимірюванні швидкості скорочення поліетиленового
стержня, що примусово подавався в фізичні моделі ДУ СРН. Питомий тепловий
20
потік через стінку ГК і коефіцієнт тепловіддачі від стінки ГК в поліетилен
визначались методом товстостінної труби [178].
Метод подібності використовувався для обґрунтування достовірності
результатів дослідження фізичних моделей ГК і вузлів обтюратора.
Коефіцієнт низькотемпературного тертя між частинками МП в
кріогенному середовищі визначався запропонованим автором
експериментальним методом виокремлення ділянки МП ущільнення.
Відомими традиційними методами визначались і масові характеристики
ГК і обтюратора, вимірювались тиски пробою МП герметизатора, температури
і магнітні індукції.
Наукова новизна одержаних результатів
1. Вперше теоретично доведено і за допомогою фізичних моделей
експериментально підтверджено, що використання полімерних оболонок
паливних баків як пального на сучасному технологічному рівні є здійснимим і
перспективним для ефективного розв’язання двох головних проблем сучасного
космічного транспортування – зниження питомої вартості виведення на низьку
навколоземну орбіту і зниження вартості пуску мікро- і наноракет-носіїв.
2. Вперше визначені основні складові частини ракет-носіїв, що належать
до класу спалимих ракет-носіїв:
а) бакова оболонка, що придатна до газифікації і використовується як
пальне;
б) рухома двигунна установка, що в міру витрачання палива
пересувається вздовж бакової оболонки під дією власної тяги;
в) газифікаційна камера, що перетворює матеріал бакової оболонки на
газ в міру просування двигунної установки;
г) обтюратор, що ущільнює проміжки між газифікаційної камерою і
баковою оболонкою;
21
д) агрегат подачі газифікованого пального із газифікаційної камери в
двигунну установку (також можливим є варіант інерційної спалимої
ракети-носія без агрегату подачі).
3. Вперше формалізовані зв’язки між основними проектними
параметрами спалимої ракети-носія, характеристиками газифікаційної камери і
спалимої бакової оболонки.
4. Вперше теоретично продемонстровано, що на основі використання
обтюратора з низьким тертям є здійснимою мала інерційна спалима ракета-носій, яка характеризується низьким тиском в газифікаційній камері і високим
перевантаженням.
5. Доведена придатність поліетилену для використання як паливно-конструкційного матеріалу для спалимої ракети-носія. Встановлено, що
додавання до нього порошків металів і металогідридів підвищить питомий
імпульс до 7%.
6. Розроблені математична модель і методика розрахунку газифікаційної
камери спалимої ракети-носія; розроблений метод розрахунку швидкості
газифікації пального в газифікаційній камері, що ґрунтується на використанні
основного диференціального рівняння теплопровідності, числових значень
температурного поля всередині газифікаційної камери при квазістаціонарному
прогріві і теплофізичних характеристик поліетилену в широкому
температурному діапазоні. Вперше теоретично встановлено, що газифікаційна
камера конічно-зубчастої форми забезпечить таке перевищення швидкості
скорочення ракети над швидкістю газифікації (в 20…100 разів), яке є
необхідним для реалізації спалимої ракети-носія.
7. Вперше експериментально підтверджена достовірність теоретичної
оцінки характеристик газифікаційної камери і продемонстрована принципова
можливість іі технічної реалізації і двигунної установки спалимої ракети-носія.
8. Визначені параметри компресора для подачі в ракетний двигун
газоподібних продуктів термічної деструкції поліетилену.
22
9. Розроблені принципи конструктивної побудови обтюратора спалимої
ракети-носія, що складається із герметизатора і демпфера, на основі
використання вперше розробленого магнітного порошку, частинки якого мають
магнітотверде ядро і полімерну оболонку, і розроблені теоретичні основи
розрахунку демпфера такого обтюратора. Експериментально, за допомогою
фізичних моделей, доведена практична здійснимість обтюратора.
10. Експериментально виявлений ефект збільшення тиску пробою
магнітопорошкового герметизатора в кріогенному середовищі і надано
теоретичне пояснення цього ефекту, що ґрунтується на припущенні про
низькотемпературне тертя між частинками магнітного порошку.
11. Вперше визначені доцільні області використання спалимих ракет-носіїв різних типів за критерієм питомої вартості виведення корисного вантажу
на навколоземну орбіту.
Практичне значення одержаних результатів. Наступні результати
дисертаційної роботи можуть бути використані конструкторськими бюро,
науково-дослідними інститутами та університетами для розробки (або
дослідження) нових транспортних космічних систем середнього і малого (піко-
і нано-) класів з ціллю зниження вартості космічного транспортування:
- конструктивно-компонувальна схема (ККС) і пневмогідравлічна схема
(ПГС) для СРН з турбонасосно-компресорним агрегатом (ТНКА) і ККС
інерційної СРН;
- залежності для визначення і узгодження між собою характеристик
спалимої бакової оболонки, характеристик ГК, і основних проектних
параметрів СРН (визначені нові проектні параметри, що є
притаманними СРН на відміну від традиційних РН – швидкість
скорочення ракети, швидкість газифікації пального, тиск в ГК, довжина
бакової оболонки);
- масово-енергетичні співвідношення для спалимих РН, співвідношення і
коефіцієнти для в

Список литературы

ВИСНОВКИ

1. Висока сучасна вартість виведення корисних вантажів в космос
гальмує розвиток космонавтики і призводить до скорочення космічних
транспортних програм. Сучасні шляхи зниження цієї вартості не можуть
кардинально вплинути на ситуацію, що склалася. Додаткове загострення
проблеми спричиняє потреба запуску новітніх малих супутників, для яких
немає ані ефективних спеціально призначених малих РН, ані технологій їх
створення. Отже, актуальною є розробка таких РН, що побудовані на нових
проектно-конструкторських засадах і здатні кардинально знизити вартість
виведення, наприклад, відомих ще з часів піонерів космонавтики спалимих
РН, але проблема полягає в тому, що створення спалимих РН не є можливим
без розробки теорії їх проектування, конструювання і виготовлення, якої на
сьогоднішній день не існує. Таким чином, актуальною є проблема розробки
наукових та технологічних основ створення спалимих РН.

2. Встановлено, що вартість виведення корисних вантажів в космос
може бути приблизно на порядок знижена шляхом застосування спалимих
РН, інженерна реалізація яких є можливою на базі сучасного технічного
рівня, за умови успішної розробки таких нових пристроїв як газифікаційна
камера, магнітопорошковий обтюратор рухомої ДУ і компресор газоподібних
продуктів термічної деструкції палива. Визначені і рекомендовані схеми
влаштування цих нових пристроїв та СРН в цілому, формалізовані зв’язки
між основними проектними параметрами СРН, характеристиками
газифікаційної камери і спалимої бакової оболонки.

360
3. Доведено, що вуглеводневі полімери є вельми доцільним паливно-конструктивним матеріалом для спалимих бакових оболонок: наприклад,
поліетилен дає високі теоретичні питомі імпульси тяги в парі з традиційними
кисневими окислювачами (не гірше ніж при застосуванні традиційного
ракетного гасу, наприклад, 3680 м/с – максимальний теоретичний імпульс
для пари поліетилен-кисень), до того ж, як вже є добре відомо, тверді
вуглеводневі полімери можливо повністю перевести у газоподібний стан з
метою спрощення їх подачі в камеру згоряння. Крім того, тверді вуглеводневі
полімери є придатними для введення металомістких наповнювачів:
визначено, що додавання порошків металів або металогідридів в поліетилен
підвищує теоретичний питомий імпульс на 5…7% при 20…30% вмісті
наповнювача (при використанні перекис-водневого або кисневого
окислювача).

4. Розроблена теорія ГК СРН. Встановлено, що ГК мусить мати площу
газифікації в 20-100 разів більшу, ніж площа торцю паливного заряду для
того, щоб забезпечити інженерну реалізацію СРН та відповідне перевищення
швидкості скорочення СРН над швидкістю газифікації цього заряду.
Доведено, що такій вимозі відповідає камера конічно-зубчастої форми.
Встановлено, що ГК збільшить масу традиційної ДУ на 10…20%. За
допомогою фізичного моделювання доведена інженерна здійснимість і
підтверджена достовірність математичної моделі ГК та оцінки її основних
характеристик, визначений порядок швидкості газифікації поліетиленового
конструктивного елементу – 10-3
м/с – за умови прийнятних для ракетних
двигунів теплових потоків порядку 106
Вт/м2
, підтверджена інженерна
здійснимість ДУ СРН.

361
5. З’ясована теоретична можливість реалізації компресора газоподібних
продуктів термічної деструкції поліетилену для подачі газифікованого
пального в ДУ. Встановлено, що маса ДУ внаслідок заміни традиційного
насоса на такий компресор в першому проектному наближенні не зміниться.

6. Розроблена математична модель і методика проектування
адаптивного магнітопорошкового обтюратора рухомої ДУ СРН, розроблена
схема його устрою як сукупності ущільнювального та демпфірувального
вузлів з використанням вперше розробленого МП, частинки якого мають
магнітотверде ядро і полімерну оболонку. Достовірність математичної моделі
демпфера в складі обтюратора підтверджена експериментально за допомогою
фізичного моделювання. Експериментально доведена можливість практичної
реалізації такого обтюратора. Встановлено, що він збільшить масу
традиційної ДУ на 10…17%. Експериментально виявлено ефект збільшення
тиску пробою МП герметизатора в кріогенному середовищі і запропоновано
теоретичне пояснення цього ефекту, що ґрунтується на припущенні про
низькотемпературне тертя між частинками МП.

7. Визначені і рекомендовані наступні області доцільного застосування
спеціально призначених СРН різних типів, які залежать від маси корисного
навантаження:
а) для виведення супутників важчих за 100 кг доцільні багаторазові
2-ступеневі СРН з ТНКА; які, наприклад, при 10-кратному
повторному використанні спроможні знизити питому вартість
виведення на порядок в порівнянні із традиційною 2-ступеневою
одноразовою РН на вуглеводневому паливі, що в 3 рази перевершує
аналогічний показник теоретично досяжний для кращої традиційної
багаторазової РН з тією ж кратністю повторного використання;
362
б) для мікросупутників масами від 10 до 100 кг доцільні 1-ступеневі
одноразові і багаторазові СРН з ТНКА, які матимуть питому
вартість виведення приблизно однакову з кращими 2-ступеневими
традиційними РН (відповідно одноразовими і багаторазовими), але
при цьому не потребуватимуть зон падіння для відпрацьованих
частин і, таким чином, забезпечать зниження разових витрат на
пуск і уможливлять пускову діяльність з власної території для тих
країн, що не мають зон падіння через географічні обмеження;
в) для нано- і пікосупутників масами 0,5…5 кг доцільні одноразові
квазіодноступеневі СРН з інерційною подачею палива, які
дозволять знизити вартість пуску приблизно на порядок (при масі
супутника 0,5 кг); при цьому зауважимо, що при використанні
традиційних технологій спеціально призначені РН для таких
супутників взагалі не можуть бути реалізовані через масштабний
ефект, отже, в цій області СРН постають унікальним засобом
космічного транспортування.

8. Достовірність результатів дослідження обґрунтовується
використанням загальновідомих методик проектування РН, законів
термодинаміки і теплопередачі для розрахунку ДУ і ГК, теоретичної
механіки і методик розрахунку магнітних полів для визначення
характеристик обтюратора, теорії подібності для планування і здійснення
експериментів, які використовувались для підтвердження теоретичних
прогнозів.

9. Практична цінність дисертаційної роботи визначається тим, що
розроблені основи створення спалимих ракет-носіїв: як проектні
співвідношення для СРН в цілому, їх конструктивні і компонувальні схеми,
так і методики розрахунку окремих агрегатів і принципи їх конструктивного
363
влаштування, які можуть бути використані в конструкторських бюро і
дослідних установах, що займаються розробкою нових ТКС. Такі пристрої,
як ГК та МП герметизатор і демпфер, можуть бути використані в інших
областях техніки – в будівництві космічних апаратів і в тепловій енергетиці.
Теоретичні і експериментальні результати використовуються як матеріал для
лекцій і практичних занять при навчальному процесі в Дніпропетровському
національному університеті імені Олеся Гончара і в Національному центрі
аерокосмічної освіти молоді України імені О.М. Макарова.

СПИСОК ВИКОРИСТАНИХ ДЖЕРЕЛ

1. Абрамович, Г.Н. Прикладная газовая динамика [Текст]: монография
/ Г.Н. Абрамович. – М.: Наука, 1976. – 883 с.
2. Абугов, Д.И. Теория и расчёт ракетных двигателей твёрдого
топлива [Текст]: учеб. для вузов / Д.И. Абугов, В.М. Бобылёв. – М.:
Машиностроение, 1987. – 271 с.
3. Авиационный космический ракетный комплекс «Світязь» [Текст]:
итоговый отчёт / Конструкторское бюро «Южное». – Днепропетровск, 1996. –
65 с. – № «Світязь» 21.13292.102 ОТ.
4. Авраменко, А.Ю. Проблема создания воздушно-космических
самолётов с накоплением атмосферного кислорода [Текст] / А.Ю. Авраменко,
Е.С. Войт // Человек-Земля-Космос: тр. междунар. авиакосмич. конфер. / Рос.
инж. академия. – Т. 2: Крылатые космические системы. – М, 1995. – С. 161-169.
5. Авраменко, А.Ю. Оценка эффективности одноступенчатых
воздушно-космических самолётов с накоплением атмосферного кислорода
[Текст] / А.Ю. Авраменко, Войт Е.С. // Человек-Земля-Космос: тр. междунар.
авиакосмич. конфер. / Рос. инж. академия. – Т. 2: Крылатые космические
системы. – М, 1995. – С. 147-160.
6. Александров, В.А. Ракеты-носители [Текст]: монография / В.А.
Александров, В.В. Владимиров, Р.Д. Дмитриев, С.О. Осипов. – М.: Воениздат,
1981. – 315 с.
7. Алексеев, А.Г. Магнитные эластомеры [Текст]: монография / А.Г.
Алексеев, А.Е. Корнев. – М.: Химия, 1987. – 240 с.
8. Алпатов, А.П. Использование сотовых конструкций в ракетах-носителях [Текст] / А.П. Алпатов, М.Е. Антоненко, Т.Ф. Визер, О.В.
Пилипенко, П.П. Хорольский // 3-я междунар. научн.-практич. конф.
«Эффективность сотовых конструкций в изделиях авиационно-космической
техники»: сборн. матер. – Днепропетровск, 2009. – С. 21.
365
9. Антипов, А.А. Исследование МЖУ, работающих в контакте с
жидкими средами [Текст]/ А.А. Антипов, О.Ю. Михалёв // 8-я Всесоюзн. конф.
по магнитным жидкостям: тез. докл. – Иваново, 1991. – С. 10-11.
10. Аппазов, Р.Ф. Баллистика управляемых ракет дальнего действия
[Текст]: монография / Р.Ф. Аппазов, С.С. Лавров, В.П. Мишин. – М.: Наука,
1966. – 308 с.
11. Аппазов, Р.Ф. Методы проектирования траекторий носителей и
спутников Земли [Текст]: учеб. для вузов / Р.Ф. Аппазов, О.Г. Сытин. – М.:
Наука, 1987. – 440 с.
12. Артёменко, Ю.Г. Минимизация массы оболочковых конструкций
для изделий ракетно-космической техники [Текст] / Ю.Г. Артёменко, В.И.
Сливинский, Ф.М. Телевной, А.И. Зинин, Н.И. Кокарева // 3-я междунар.
научн.-практич. конф. «Эффективность сотовых конструкций в изделиях
авиационно-космической техники»: сборн. матер. – Днепропетровск, 2009. – С.
36-37.
13. Артёменко, Ю.Г. Основные конструкторско-технологические
решения по разработке трёхслойной сотовой конструкции головного
обтекателя для ракеты-носителя «Зенит-2М» [Текст] / Ю.Г. Артёменко, А.П.
Кушнарёв, В.С. Петропольский // 3-я междунар. научн.-практич. конф.
«Эффективность сотовых конструкций в изделиях авиационно-космической
техники»: сборн. матер. – Днепропетровск, 2009. – С. 38-44.
14. Архипова, З.В. Полиэтилен низкого давления. Научно-технические
основы промышленного синтеза [Текст]: монография / З.В. Архипова, В.А.
Григорьев, Е.В. Веселовская; науч. ред. А.В. Поляков. – Л.: Химия, 1980. – 240
с.
15. Астраханцев, В.В. Расчёт положения магнитной жидкости в зазоре
магнитожидкостного уплотнения [Текст] / В.В. Астраханцев, Д.В. Орлов, Ю.И.
Страдомский // 10-е Рижское совещание по магнитной гидродинамике: тез.
докл. – Саласпилс, 1981. – Т. 3. – С. 85-86.
366
16. А.с. 1745000 СССР, МКИ F 02 К 9/44. Топливный бак [Текст] / В.К.
Безвербый, В.Н. Носов, В.В. Емец (СССР). – № 4840879/23; заявл. 17.05.90;
зарегистр. в Гос. реестре изобрет. СССР 01.03.92.
17. А.с. 1784832 СССР, МКИ F 42 B 15/00. Ракета [Текст] / В.К.
Безвербый, В.В. Емец (СССР). – № 4839084/23; заявл. 24.05.90; опубл. 30.12.92,
Бюл. № 48.
18. Балабуев, П.В. Самолёт-носитель Ан-225. Обеспечение решения
задач авиационно-космической системы [Текст] / П.В. Балабуев // Человек-Земля-Космос: тр. междунар. авиакосмич. конфер. / Рос. инж. академия. – Т. 2:
Крылатые космические системы. – М, 1995. – С. 34-43.
19. Балабух, Л.И. Строительная механика ракет: учеб. для вузов [Текст]
/ Л.И. Балабух, Н.А. Алфутов, В.И. Усюкин. – М.: Наука, 1991. – 2 ч.
20. Бать, М.И. Теоретическая механика в примерах и задачах [Текст]:
учеб. для вузов / М.И. Бать, Г.Ю. Джанелидзе, А.С. Кельзон. – М.: Высшая
школа, 1984. – 391 с.
21. Бахвалов, О.Ю. Использование сотового заполнителя в
трёхслойных композитных конструкциях разработки ГКНПЦ им. М.В.
Хруничева [Текст] / О.Ю. Бахвалов, Н.Г. Александров, И.Г. Оленин // 3-я
междунар. научн.-практич. конф. «Эффективность сотовых конструкций в
изделиях авиационно-космической техники»: сборн. матер. – Днепропетровск,
2009. – С. 45-46.
22. Баштовой, В.Г. Исследование магнитожидкостного герметизатора
возвратно-поступательного ввода [Текст] / В.Г. Баштовой, В.С. Дашкевич, М.С.
Краков, А.М. Савостьянов, В.А. Чернобай // Магнитная гидродинамика. – 1991.
– № 4. – С. 97-101.
23. Безвербый, В.К. Баллистика многоразовых летательных аппаратов:
учеб. пособие для вузов [Текст] / В.К. Безвербый. – М: Изд-во МАИ, 1984. – 47
с.
367
24. Безвербый, В.К. Выбор проектных параметров летательных
аппаратов: учеб. пособие для вузов [Текст] / В.К. Безвербый, В.И. Зернов, Б.П.
Перелыгин. – М: Изд-во МАИ, 1984. – 43 с.
25. Безвербый, В.К. Выбор схемы построения и проектно-проверочный
расчёт траекторий ракетно-космической системы: учеб. пособие для вузов
[Текст] / В.К. Безвербый, Р.К. Иванов, В.П. Мишин. – М: Изд-во МАИ, 1973. –
100 с.
26. Безвербый, В.К. Повышение эффективности транспортных
космических систем путём использования уменьшаемых топливных отсеков
[Текст] / В.К. Безвербый, В.В. Емец // Человек-Земля-Космос: тр. междунар.
авиакосмич. конфер. / Рос. инж. академия. – Т. 2: Крылатые космические
системы. – М, 1995. – С. 246-258.
27. Безручко, К.В. Классификация и сравнительные характеристики
стартовых комплексов современных ракет-носителей [Текст] / К.В. Безручко,
А.О. Давидов, В.М. Свищ, А.А. Харченко // Авиационно-космическая техника и
технология. – 2010. – № 10. – С. 33-37.
28. Берковский, Б.М. Магнитные жидкости: монография [Текст] / Б.М.
Берковский, В.Ф. Медведев, М.С. Краков. – М.: Химия, 1989. – 240 с.
29. Бернхардт, Э. Переработка термопластичных материалов [Текст]:
пер. с англ. / Э. Бернхардт. – М.: Госхимиздат, 1962. – 749 с.
30. Богуслаев, В.А. Технологическое обеспечение эксплуатационных
характеристик деталей ГТД. Часть III. Диски компрессора и турбины [Текст]:
монография / В.А. Богуслаев, И.Ф. Кравченко, А.Я. Качан, А.Г. Сахно, В.Ф.
Мозговой. – Запорожье: Мотор Січ, 2011. – 835 с.
31. Богуслаев, В.А. Технология производства авиационных двигателей.
Основы технологии авиадвигателестроения [Текст]: монография / В.А.
Богуслаев, А.Я. Качан, В.Ф. Мозговой, Е.Я. Кореневский. – Запорожье: Мотор
Січ, 2010. – 417 с.
368
32. Бородулин, В.Н. Конструкционные и электротехнические
материалы [Текст]: учеб. пособие / В.Н. Бородулин, А.С. Воробьёв, С.Я. Попов;
под ред В.А. Филикова. – М.: Высшая школа, 1990. – 296 с.
33. Бояршинов, С.В. Основы строительной механики машин [Текст]:
учеб. для вузов / С.В. Бояршинов. – М.: Машиностроение, 1973. – 455 с.
34. Бузулук, В.И. Влияние параметров двигательной установки
воздушно-космического самолёта типа «Interim HOTOL» на массу полезной
нагрузки [Текст] / В.И. Бузулук, А.И. Ланшин, Е.В. Тюриков, К.А. Червоненко
// Человек-Земля-Космос: тр. междунар. авиакосмич. конфер. / Рос. инж.
академия. – Т. 2: Крылатые космичские системы. – М, 1995. – С. 44-53.
35. Буль, Б.К. Основы теории и расчёта магнитных цепей [Текст]:
монография / Б.К. Буль. – М.-Л.: Энергия, 1964. – 464 с.
36. Бюшгенс, Г.С. Авиация в ХХІ веке [Текст] / Г.С. Бюшгенс //
Техника воздушного флота. – 1990. – № 1. – С. 3-20.
37. Виноградов, А.В. Формирование технического облика ракетно-космической транспортной системы с высокими экономическими и
экологическими показателями [Текст] / А.В. Виноградов, С.Ф. Костромин, В.В.
Суханов // Человек-Земля-Космос: тр. междунар. авиакосмич. конфер. / Рос.
инж. академия. – Т. 2: Крылатые космические системы. – М, 1995. – С. 72-77.
38. Висновки щодо влаштування гермовіброзахисту пересувного
двигунного блоку [Текст]: тех. звіт / Український науково-технологічний центр;
керівник проекту В.В. Ємець. – Дніпропетровськ, 2005. – 16 с. – Т03, проект №
2524 «Використання поліетиленових баків ракет як пального».
39. Гайдачук, В.Е. Оптимальное проектирование композитных сотовых
конструкций авиакосмической техники [Текст]: монография / В.Е. Гайдачук,
А.В. Кондратьев, В.В. Кириченко, В.И. Сливинский. – Харьков: НАКУ им. Н.Е.
Жуковского «ХАИ», 2011. – 172 с.
40. Гайдачук, В.Е. Оптимизация проектных параметров головного
обтекателя ракеты-носителя «Циклон-4» [Текст] / В.Е. Гайдачук, А.В.
369
Кондратьев, В.И. Сливинский, А.П. Кушнарёв // 3-я междунар. научн.-практич.
конф. «Эффективность сотовых конструкций в изделиях авиационно-космической техники»: сборн. матер. – Днепропетровск, 2009. – С. 88-95.
41. Головков, Л.Г. Гибридные ракетные двигатели [Текст]: монография
/ Л.Г. Головков. – М.: Воениздат, 1976. – 186 с.
42. Гоман, В. Возможность достижения небесных тел [Текст] / В.
Гоман // Пионеры ракетной техники. Гансвиндт, Годдард, Эсно-Пельтри,
Оберт, Гоман: избр.тр. – М.: Наука, 1977. – С. 504-506.
43. Гребнев, Н.Е. Внедрение трёхслойных полимерных
композиционных материалов в крупногабаритные конструкции головных
обтекателей [Текст] / Н.Е. Гребнев, С.В. Максимов, А.Н. Кашицин та ін. // 3-я
междунар. научн.-практич. конф. «Эффективность сотовых конструкций в
изделиях авиационно-космической техники»: сборн. матер. – Днепропетровск,
2009. – С. 96-97.
44. Грошелев, Д.Г. Система разделения наноспутников [Текст] / Д.Г.
Грошелев, В.В. Кривенко // 2-я междунар. научн.-практич. конф.
«Университетские микроспутники – перспективы и реальность»: сборн. матер.
– Днепропетровск, 2007. – С. 33-34.
45. Даревский, В.М. Определение перемещений и напряжений в
цилиндрической оболочке при локальных нагрузках [Текст] / В.М. Даревский //
Прочность и динамика авиационных двигателей. – М., 1964. – Вып 1. – С. 23-28.
46. Дегтярёв, А.В. Аэрокосмические ракетные комплексы ГП КБ
«Южное», предназначенные для вывода нано- и микроспутников [Текст] / А.В.
Дегтярёв, О.М. Венцковский, Н.В. Полуян // Передові космічні технології на
благо людства: міжнар. конф.: тези доп. / під егідою Міжнар. федерації
астронавтики. – Дніпропетровськ, 2009. – С. 11-12.
47. Демейс, Р. Хотол – ещё один космический самолёт [Текст]: пер. с
англ. / Р. Демейс // Аэрокосмическая техника. – 1987. – № 1. – С. 202-205.
370
48. Дмитренко, Я. Кризис добрался до космоса. Добровольный банкрот
[Текст] / Я. Дмитренко // Вісті Придніпров’я. – 27.07.2009. – №52 (1046). – С. 4.
49. Дмитренко, Я. Поліетиленова ракета. Дніпропетровські вчені знову
здивували. Україна може отримати власний космодром [Текст] / Я. Дмитренко
// Вісті Придніпров’я. – 11.06.2009. – №42 (1036). – С. 12.
50. Доцільні області застосування ракет-носіїв із спалимими
поліетиленовими баками [Текст]: тех. звіт / Український науково-технологічний центр; керівник проекту В.В. Ємець. – Дніпропетровськ, 2006. –
14 с. – Т06, проект № 2524 «Використання поліетиленових баків ракет як
пального».
51. Дронь, Н.М. Энергетические возможности ракет-носителей для
создания космического мусоросборщика с использованием ЭРД [Текст] / Н.М.
Дронь, Л.Г. Дубовик, А.И. Кондратьев, П.Г. Хорольский // Проблемы
высокотемпературной техники: сб. науч. тр.– Днепропетровск: ДНУ им. О.
Гончара, 2011. – С. 46-51.
52. Дубровский, И.М. Справочник по физике [Текст] / И.М.
Дубровский, Б.В. Егоров, К.П. Рябошапка. – Киев.: Наукова думка, 1986. – 557
с.
53. Дудар, Э.Н. Суборбитальная пассажирская система как
разновидность многоцелевой авиационно-космической системы [Текст] / Э.Н.
Дудар, Г.Е. Лозино-Лозинский, В.П. Плохих // Человек-Земля-Космос: тр.
междунар. авиакосмич. конфер. / Рос. инж. академия. – Т. 2: Крылатые
космические системы. – М, 1995. – С. 23-34.
54. Дьяконов, В.П. Система MathCAD: справочник [Текст] / В.П.
Дьяконов. – М.: Радио и вязь, 1993. – 128 с.
55. Дьяконов, В. Mathcad 2000 [Текст]: учеб. курс / В. Дьяконов. –
СПб.: Питер, 2000. – 592 с.
56. Евсин, С.И. Магнитожидкостный герметизатор ввода возвратно-поступательного движения для элегазового выключателя [Текст] / С.И. Евсин,
371
В.Б. Харьковский, Ю.И. Страдомский, В.С. Черемис // 4-я Всесоюзная
конференция по магнитным жидкостям: тез. докл. – Иваново, 1985. – Т. 1. – С.
127-128.
57. Емец, В.В. Магнитожидкостная гермовиброзащита летательных
аппаратов [Текст] / В.В. Емец, А.М. Савостьянов, В.Ю. Ермаков // Научно-технические проблемы космонавтики и ракетостроения: междунар. конф.: тез.
док. / Центральный научно-исследовательский институт машиностроения. –
Королёв, Московская обл., 1996. – С. 47.
58. Ерохин, Б.Т. Теория внутрикамерных процессов и проектирование
РДТТ [Текст]: учеб. для вузов / Б.Т. Ерохин. – М.: Машиностроение, 1991. – 560
с.
59. Ємець, В.В. Автофажні ракети-носії [Текст] / В.В. Ємець // Людина
і космос: 2-га всеукр. конф.: тези доп. / Нац. косм. агентство України, Нац.
центр аерокосм. освіти молоді України. – Дніпропетровськ, 2000. – С. 163.
60. Ємець, В.В. Автофажні ракети-носії. На шляху від ідеї до реалізації.
I. З історії проблеми [Текст] / В.В. Ємець, Ф.П. Санін // Системне проектування
та аналіз характеристик аерокосмічної техніки: зб. наук. пр.: Том 2 / ред. А.С.
Макарова. – Дніпропетровськ: Навчальна книга, 2000. – С. 5-14.
61. Ємець, В.В. Автофажні ракети-носії. На шляху від ідеї до реалізації.
ІІ. Спалення бакових оболонок [Текст] / В.В. Ємець, Ф.П. Санін // Системне
проектування та аналіз характеристик аерокосмічної техніки: зб. наук. пр.: Том
3 / ред. А.С. Макарова. – Дніпропетровськ: Навчальна книга, 2001. – С. 5-18.
62. Ємець, В.В. Газифікаційна камера спалимої ракети-носія [Текст] /
В.В. Ємець // Вісник двигунобудування. – 2008. – № 1. – С. 17-21.
63. Ємець, В.В. Дослідження можливості розробки компресора для
газоподібних продуктів термічної деструкції поліетилену [Текст] / В.В. Ємець,
О.Ю. Костріцин // Системне проектування та аналіз характеристик
аерокосмічної техніки: зб. наук. пр.: Том 4 / ред. А.С. Макарова. –
Дніпропетровськ.: Навчальна книга, 2006. – С. 39-49.
372
64. Ємець, В.В. Доцільні області застосування ракет-носіїв із
спалимими поліетиленовими баками [Текст] / В.В. Ємець // Космічна наука і
технологія. – 2008. – Т 14, № 1. – С. 17-24.
65. Ємець, В.В. Експериментальне дослідження моделі ракетного
двигуна, що живиться твердим поліетиленовим стержнем як пальним [Текст] /
В.В. Ємець, Ф.П. Санін, Є.О. Джур, М.В. Масляний, О.Ю. Костріцин, Г.В.
Мінтєєв, В.Н. Ушканов // Космічна наука і технологія. – 2007. – Т 13, № 6. – С.
18-30.
66. Ємець, В.В. Експеримент з моделлю ракетного двигуна на
газоподібному поліетиленовому пальному [Текст] / В.В. Ємець // Космічна
наука і технологія. – 2006. – Т 12, № 2/3. – С. 103-107.
67. Ємець, В.В. Експеримент з моделлю ракетного двигуна на
газоподібному поліетиленовому пальному [Текст] / В.В. Ємець, Ф.П. Санін //
Людина і космос: 3-тя міжнар. конф.: тези доп. / Нац. косм. агентство України,
Нац. центр аерокосм. освіти молоді України. – Дніпропетровськ, 2001. – С. 129.
68. Ємець, В. Використання магнітних порошків для демпфування
механічних коливань [Текст] / В. Ємець // 5-й Міжнар. симп. українських
інженерів-механіків у Львові: тези доп. / М-во освіти і науки України, Нац. ун-т
«Львівська політехніка» – Львів. – 2001. – С. 21-22.
69. Ємець, В.В. Обтюратор двигунного блоку спалимої ракети-носія
[Текст] / В.В. Ємець // Вісник двигунобудування. – 2007. – № 2. – С. 17-23.
70. Ємець, В.В. Оцінка теплофізичних характеристик поліетилену в
умовах газифікаційної камери спалимої ракети-носія [Текст] / В.В. Ємець //
Вісник двигунобудування. – 2008. – № 2. – С. 20-23.
71. Ємець, В.В. Оцінка характеристик компресора для газоподібних
продуктів термічної деструкції поліетилену [Текст] / В.В. Ємець, О.Ю.
Костріцин // Вісник Дніпропетровського університету. Ракетно-космічна
техніка. – 2006. – № 9/1. – С. 29-35.
373
72. Ємець, В.В. Оцінка характеристик плавильної камери автофажної
ракети [Текст] / В.В. Ємець, Ф.П. Санін // Людина і космос: 4-та міжнар. конф.:
тези доп. / Нац. косм. агентство України, Нац. центр аерокосм. освіти молоді
України. – Дніпропетровськ, 2002. – С. 147.
73. Ємець, В.В. Перспектива реалізації ефективної мікроракети-носія
шляхом використання полімерної бакової оболонки як пального [Текст] / В.В.
Ємець // Авиационно-космическая техника и технология. – 2010. – № 10 (77) –
С. 24-27.
74. Ємець, В.В. Поліетиленове пальне з металомісткими
наповнювачами для автофажних ракет-носіїв [Текст] / В.В. Ємець // Вісник
Дніпропетровського університету. Ракетно-космічна техніка. – 2000. – Вип. 4. –
С. 45-56.
75. Ємець, В. Дослідження характеристик магнітопорошкового
демпфера [Текст] / В. Ємець, Л. Філінський // Машинознавство. – 2001. – № 8. –
С. 34-36.
76. Ємець, В. Експериментальні дослідження кріогенних
магнітопорошкових герметизаторів для бакових заборних пристроїв [Текст] / В.
Ємець, О. Кравцов // 2-й Міжнар. симп. українських інженерів-механіків у
Львові: тези доп. / М-во освіти і науки України, Нац. ун-т «Львівська
політехніка» – Львів. – 1995. – С.165.
77. Ємець, В. Ефект підвищення тиску пробою магнітопорошкового
ущільнення в кріогенній рідині [Текст] / В. Ємець // Машинознавство. – 1998. –
№ 1. – С. 24-26.
78. Ємець, В. Ефект підвищення у кріогенній рідині максимального
тиску, втримуваного магнітопорошковим ущільненням [Текст] / В. Ємець // 3-й
Міжнар. симп. українських інженерів-механіків у Львові: тези доп. / М-во
освіти і науки України, Нац. ун-т «Львівська політехніка» – Львів. – 1997. – С.
112-113.
374
79. Ємець, В. Перекіс рухомого двигунного блока в ракеті з
витрачанням бакової оболонки [Текст] / В. Ємець // Машинознавство. – 2000. –
№ 11. – С. 25-28.
80. Ємець, В. Поліетилен як пальне для рідинного ракетного двигуна
[Текст] / В. Ємець // Машинознавство. – 1999. – № 12. – С. 44-48.
81. Жигач, А.Ф. Химия гидридов [Текст]: монография / А.Ф. Жигач,
Д.Ф. Стасиневич. – М.: Химия, 1969. – 676 с.
82. Зевако, В.С. Концепция второго украинского молодёжного
спутника УМС-2 [Текст] / В.С. Зевако, А.М. Кулабухов, Д.В. Майданюк, А.А.
Манойленко, А.В. Хитько // Вісник Дніпропетровського університету. Ракетно-космічна техніка. – 2006. – № 9/1. – С. 35-42.
83. Иванов, Ю.М. Композиционные магнитотвёрдые материалы.
Технология и свойства [Текст] / Ю.М. Иванов, Э.Н. Ткаленко // Обзоры по
электроннной технике. Серия «Материалы» / М. – 1981. – 48 с.
84. Исследование концепции спасения возвращаемой ступени ракеты-носителя АКРК «Світязь» [Текст]: технич. отчёт / ДніпроЦЕНДІСІ НАНУ; отв.
исп. В.В. Емец. – Днепропетровск, 1994. – 55 с. – ТО № 299-3.
85. Исследование работоспособности магнитопорошкового уплотнения
в криогенной жидкости [Текст]: экспресс-отчёт / Конструкторское бюро
«Южное»; отв. исп. В.В. Емец. – Днепропетровск, 1995. – 20 с.
86. Исследование эффективности применения ракетных блоков с
расходованием массы конструкции топливных отсеков [Текст]: отчёт о НИР по
ОКР «Світязь» / Российско-украинское предприятие «Инстал»; отв. исп. В.В.
Емец. – Днепропетровск, 1994. – 120 с.
87. Калмыков, Г.П. Перспективные ЖРД многоразового использования
[Текст] / Г.П. Калмыков, С.В. Мосолов // Передові космічні технології на благо
людства: міжнар. конф.: тези доп. / під егідою Міжнар. федерації астронавтики.
– Дніпропетровськ, 2007. – С. 28.
375
88. Катренко, М.А. Методика согласования летательного аппарата и
комбинированного ракетно-прямоточного двигателя [Текст] / М.А. Катренко //
Передові космічні технології на благо людства: міжнар. конф.: тези доп. / під
егідою Міжнар. федерації астронавтики. – Дніпропетровськ, 2007. – С. 26.
89. Коген-Далин, В.В. Расчёт и испытание систем с постоянными
магнитами [Текст]: монография / В.В. Коген-Далин, Е.В. Комаров. – М.:
Энергия, 1977. – 248 с.
90. Компаниец, Э.П. Баллистическое обеспечение пусков ракет-носителей [Текст]: монография / Э.П. Компаниец, Н.М. Дронь, В.Е. Белозёров.
– Днепропетровск: ДНУ им. О. Гончара, 2010. – 468 с.
91. Кондратюк, Ю.В. Завоевание межпланетных пространств [Текст]:
монография / Ю.В. Кондратюк. – М.: Оборонгиз, 1947. – 83 с.
92. Константинов, М.С. Механика космического полёта [Текст]: учеб.
для вузов / М.С. Константинов, Е.Ф. Каменков, Б.П. Перелыгин, В.К.
Безвербый; под ред В.П. Мишина. – М.: Машиностроение, 1989. – 408 с.
93. Константинов, О.Я. Магнитная технологическая оснастка [Текст]:
монография / О. Я. Константинов. – Л.: Машиностроение, 1974. – 384 с.
94. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных
двигателей [Текст]: учеб. для вузов / С.А. Вьюнов, Ю.И. Гусев, А.В. Карпов и
др.; под ред Д.В. Хронина. – М.: Машиностроение, 1989. – 368 с.
95. Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей
[Текст]: учеб. для вузов: / Г.Г. Гахун, В.И. Баулин, В.А. Володин и др.; под.
общ. ред. Г.Г. Гахуна. – М.: Машиностроение, 1989. – 424 с.
96. Конюхов, С.Н. Аэрокосмические ракетные комплексы КБ «Южное»
[Текст] / С.Н. Конюхов, А.В. Дегтярёв, О.М. Венцковский, Н.В. Полуян //
Передові космічні технології на благо людства: міжнар. конф.: тези доп. / під
егідою Міжнар. федерації астронавтики. – Дніпропетровськ, 2007. – С. 1.
376
97. Королёв, С.П. Крылатые ракеты и применение их для полёта
человека [Текст] / С.П. Королёв // Техника воздушного флота. – 1990. – № 1. –
С. 66-87.
98. Космонавтика [Текст]: энциклопедия / Гл. ред. В.П.Глушко. – М.:
Советская энциклопедия, 1985. – 528 с.
99. Кравцов, А.И. Магнитные псевдожидкости в уплотнительных
устройствах [Текст] / А.И. Кравцов, Л.Н. Тульчинский // Порошковая
металлургия. – 1989. – № 1. – С. 80 – 85.
100. Кравцов, А.И. Перспективы использования магнитных
псевдожидкостей в герметизирующих устройствах [Текст] / А.И. Кравцов, Л.Н.
Тульчинский // Порошковые магнитные материалы. – Киев: Институт проблем
материаловедения АН УССР, 1987. – С. 34 – 39.
101. Кривенко, В.В. Система энергоснабжения украинского
молодёжного спутника УМС-1 [Текст] / В.В. Кривенко, Д.Г. Грошелев, М.А.
Кривенко, А.М. Кулабухов // 2-я междунар. научн.-практич. конф.
«Университетские микроспутники – перспективы и реальность»: сборн. матер.
– Днепропетровск, 2007. – С. 29-30.
102. Кривенко, М.А. Система энергоснабжения наноспутников [Текст] /
М.А. Кривенко, Ю.И. Мороз // 2-я междунар. научн.-практич. конф.
«Университетские микроспутники – перспективы и реальность»: сборн. матер.
– Днепропетровск, 2007. – С. 31-32.
103. Кристаллические полиолефины. Т.2. Строение и свойства [Текст] /
под ред. Р.А. Раффа, К.В. Дока. – М.: Химия, 1970. – 472 с.
104. Кузнецов, А.А. Оптимизация параметров баллистических ракет по
эффективности [Текст]: монография / А.А.Кузнецов. – М.: Машиностроение,
1986. – 160 с.
105. Кулабухов, А.М. Унифицированная платформа наноспутников
[Текст]/ А.М. Кулабухов, А.Н. Петренко, В.А. Ларин // 2-я междунар. научн.-
377
практич. конф. «Университетские микроспутники – перспективы и
реальность»: сборн. матер. – Днепропетровск, 2007. – С. 50-53.
106. Кулабухов, А.М. Электрическое, весовое и информационное
согласование полезной нагрузки первого украинского молодёжного спутника с
платформой МС-1 [Текст] / А.М. Кулабухов, Д.В. Майданюк, А.А. Манойленко
// Вісник Дніпропетровського університету. Ракетно-космічна техніка. – 2006. –
№ 9/1. – С. 46-54.
107. Лещенко, Е.П. Термодинамика химически реагирующих систем
[Текст]: учеб. пособие для вузов / Е.П. Лещенко. – М.: Изд-во МАИ, 1991. – 72
с.
108. Лизин, В.Т. Проектирование тонкостенных конструкций [Текст]:
учеб. для вузов / В.Т. Лизин, В.А. Пяткин. – М.: Машиностроение, 1985. – 344
с.
109. Литвин, А.М. Техническая термодинамика [Текст]: учеб. для вузов /
А.М. Литвин. – М.-Л.: Госэнергоиздат, 1947. – 440 с.
110. Лукьянов, А.Б. Физическая и коллоидная химия [Текст]: учеб.
пособие / А.Б. Лукьянов. – М.: Химия, 1988. – 288 с.
111. Лыков, А.В. Теория теплопроводности [Текст]: учеб. для вузов /
А.В. Лыков. – М.: Машиностроение, 1985. – 344 с.
112. Лысенков, С.Г. Исследование функциональных возможностей
МЖУ немагнитного вала [Текст] / С.Г. Лысенков, О.Ю. Михалёв, Ю.И.
Страдомский // 3-я Всесоюзная школа-семинар по магнитным жидкостям: тез.
докл. – М., 1983. – С. 162.
113. Магниты из сплавов редкоземельных металлов с кобальтом [Текст]:
пер с анг / Материалы Второго международного семинара по постоянным
магнитам из сплавов редкоземельных металлов с кобальтом и их применению.
– М.: Металлургия, 1978. – 255с.
114. Мадорский, С. Термическое разложение органических полимеров
[Текст]: пер. с англ. / С. Мадорский. – М.: Мир, 1967. – 328 с.
378
115. Мак-Келви, Д.М. Переработка полимеров [Текст]: пер. с англ. /
Д.М. Мак-Келви. – М.: Химия, 1965. – 442 с.
116. Макушкин, А.П. Полимеры в узлах трения и уплотнениях при
низких температурах [Текст]: справочник / А.П. Макушкин. – М.:
Машиностроение, 1993. – 288 с.
117. Марков, А.А. Космические исследования и эксперименты с
использованием малоразмерных орбитальных самолётов многоразовой
авиационно-космической системы [Текст]/ А.А. Марков // Человек-Земля-Космос: тр. междунар. авиакосмич. конфер. / Рос. инж. академия. – Т. 2:
Крылатые космические системы. – М, 1995. – С. 102-111.
118. Мартин, Дж. А. Концепция унифицированного аппарата для систем
выведения и аварийного спасения [Текст]: пер. с англ. / Дж. А. Мартин //
Астронавтика и ракетодинамика. Экспресс-информация / ВИНИТИ. – М., 1991.
– № 2. – С. 1-5.
119. Мелькумов, Т.М. Ракетные двигатели [Текст]: монография /, Н.И.
Мелик-Пашаев, П.Г. Чистяков, А.Г. Шиуков; под ред Д.В. Хронина. – М.:
Машиностроение, 1989. – 368 с.
120. Методика проектування двигунної установки для згоряємої ракети
[Текст]: тех. звіт / Український науково-технологічний центр; керівник проекту
В.В. Ємець. – Дніпропетровськ, 2004. – 22 с. – Т02, проект № 2524
«Використання поліетиленових баків ракет як пального».
121. Методика проектування обтюраторів рухомих двигунних блоків
спалимих ракет-носіїв [Текст]: тех. звіт / Український науково-технологічний
центр; керівник проекту В.В. Ємець. – Дніпропетровськ, 2005. – 22 с. – Т04,
проект № 2524 «Використання поліетиленових баків ракет як пального».
122. Милованов, А.Г. Некоторые технические аспекты построения
многоразовых космических систем на основе унифицированного ряда ступеней
[Текст]/ А.Г. Милованов // Человек-Земля-Космос: тр. междунар. авиакосмич.
379
конфер. / Рос. инж. академия. – Т. 2: Крылатые космические системы. – М,
1995. – С. 98-101.
123. Михалёв, О.Ю. Магнитные жидкости в системах герметизации
[Текст] / О.Ю. Михалёв, Д.В. Орлов // Гидродинамика и теплофизика
магнитных жидкостей: всесоюзн. симп.: тр. – Саласпилс, 1980. – С. 199-204.
124. Мишин, Д.Д. Магнитные материалы: учеб. для вузов [Текст]/ Д.Д.
Мишин. – М.: Высшая школа, 1991. – 384 с.
125. Мурашко, А.Н. Перспективы использования микроспутников в
интересах мониторинга окружающей среды [Текст]/ А.Н. Мурашко, Н.И.
Мурашко // 2-я междунар. научн.-практич. конф. «Университетские
микроспутники – перспективы и реальность»: сборн. матер. – Днепропетровск,
2007. – С. 134-139.
126. Нестеренко, В.Г. Проектирование и расчёт ВРД [Текст]: учеб.
пособие для вузов / В.Г. Нестеренко, А.М. Любатуров; под ред. С.А. Дубенца. –
М.: Изд-во МАИ, 1991. – 76 с.
127. Новиков, В.Н. Основы устройства и конструирования летательных
аппаратов [Текст]: учеб. для вузов / В.Н. Новиков, Б.М. Авхимович, В.Е.
Вейтин. – М.: Машиностроение, 1991. – 368 с.
128. Овсянников, Б.В. Теория и расчёт агрегатов питания жидкостных
ракетных двигателей [Текст]: учеб. для вузов / Б.В. Овсянников, Б.И.
Боровский. – М.: Машиностроение, 1986. – 376 с.
129. Оптимизация проектных параметров РН «Світязь» [Текст]: технич.
отчёт / Российско-украинское предприяие «Инстал»; отв. исп. В.В. Емец. –
Днепропетровск, 1994. – 20 с.
130. Орлов, Л.П. Принципы расчёта и конструирования
магнитожидкостных уплотнений [Текст] / Л.П. Орлов, В.Е. Фертман //
Магнитная гидродинамика. – 1980. – № 4. – С. 89-101.
380
131. Основы конструирования ракет-носителей космических апаратов
[Текст]: учеб. для втузов / Б.В. Грабин, О.И. Давыдов, В.И. Жихарев и др. – М.:
Машиностроение, 1991. – 416 с.
132. Основы механики космического полёта [Текст]: учеб. для вузов /
Д.Е. Охоцимский, Ю.Г. Сихарулидзе. – М.: Наука, 1990. – 448 с.
133. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные
системы) [Текст]: учеб. для технич. вузов / В.П. Мишин, В.К. Безвербый, Б.М.
Панкратов, Д.И. Щеверов; под ред. В. П. Мишина. – М.: Машиностроение,
1985. – 360 с.
134. Основы теории и расчёта жидкостных ракетных двигателей [Текст]:
учеб. для вузов: в 2 кн. / А.П. Васильев, В.М. Кудрявцев, В.А. Кузнецов и др.;
под. ред. В.М. Кудрявцева. – М.: Высшая школа, 1993. – 2 кн.
135. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической
технике [Текст]: учеб. для вузов / В.С. Авдуевский, Б.М. Галицейский, Г.А.
Глебов и др. – М.: Оборонгиз, 1960. – 389 с.
136. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической
технике [Текст]: учеб. для вузов / В.С. Авдуевский, Б.М. Галицейский, Г.А.
Глебов и др. – М.: Машиностроение, 1975. – 624 с.
137. Основы теплопере