Жидкостная ракета - Liquid-propellant rocket

Упрощенная схема ЖРД.
1. Жидкое ракетное топливо.
2. Окислитель.
3. Насосы перекачивают топливо и окислитель.
4. камера сгорания смешивает и сжигает две жидкости.
5. Горячий выхлоп застревает в горле, что, среди прочего, определяет величину создаваемой тяги.
6. Выхлоп выходит из ракеты.

А Жидкостная ракета или же жидкостная ракета использует ракетный двигатель который использует жидкое топливо. Жидкости желательны, потому что они имеют достаточно высокую плотность и высокий удельный импульс (Iзр). Это позволяет иметь относительно небольшой объем топливных баков. Также возможно использование легкого центробежного турбонасосы накачать ракетное топливо из баков в камеру сгорания, что означает, что топливо может находиться под низким давлением. Это позволяет использовать топливные баки с малой массой, что обеспечивает высокую соотношение масс для ракеты.[нужна цитата ]

Инертный газ, хранящийся в баллоне под высоким давлением, иногда используется вместо насосов в более простых небольших двигателях для нагнетания пороха в камеру сгорания. Эти двигатели могут иметь меньшую удельную массу, но обычно более надежны и поэтому широко используются в спутниках для поддержания орбиты. [1]

Жидкие ракеты могут быть монотопливные ракеты с использованием одного типа топлива или двухкомпонентных ракет с использованием двух типов топлива. Трехкомпонентные ракеты использование трех типов пороха встречается редко. Некоторые дизайны дроссельный для работы с переменной тягой, а некоторые из них могут быть перезапущены после предыдущего останова в космосе. Жидкое топливо также используется в гибридные ракеты, с некоторыми преимуществами твердотопливная ракета.

История

Роберт Х. Годдард, в комплекте против холода Новая Англия Погода 16 марта 1926 года держит стартовую раму его самого выдающегося изобретения - первой жидкостной ракеты.

Идея жидкостной ракеты в современном контексте впервые появляется в книге. Исследование космического пространства с помощью реактивных устройств,[2] учителем русской школы Константин Циолковский. Этот основополагающий трактат о космонавтика был опубликован в мае 1903 г., но распространялся за пределами России лишь несколько лет спустя, и российские ученые уделяли ему мало внимания.[3]

Первый полет ракеты на жидком топливе состоялась 16 марта 1926 г. Оберн, Массачусетс, когда американский профессор Dr. Роберт Х. Годдард запустил машину с использованием жидкий кислород и бензин в качестве топлива.[4] Ракета, получившая название «Нелл», поднялась всего на 41 фут во время 2,5-секундного полета, закончившегося в поле с капустой, но это была важная демонстрация того, что ракеты, использующие жидкостные двигатели, возможны. Годдард предложил жидкое топливо примерно пятнадцатью годами ранее и начал серьезно экспериментировать с ним в 1921 году. Немецко-румынский Герман Оберт опубликовал книгу в 1922 году, предлагая использовать жидкое топливо.

В Германии инженеры и ученые увлеклись жидкостными двигателями, построив и испытав их в начале 1930-х годов в поле под Берлином.[5] Эта любительская ракетная группа VfR, включены Вернер фон Браун, который стал руководителем армейской исследовательской станции, разработавшей Ракета Фау-2 оружие для нацистов.

Чертеж прототипа ракетного самолета He 176 V1

К концу 1930-х годов начали серьезно экспериментировать с использованием ракетных двигателей для пилотируемых полетов, поскольку Германия Heinkel He 176 совершил первый пилотируемый полет с ракетным двигателем с использованием жидкостного ракетного двигателя, разработанного немецким авиационным инженером. Хельмут Вальтер 20 июня 1939 г.[6] Единственный серийный боевой самолет с ракетными двигателями, когда-либо служивший в армии, Я 163 Комет в 1944-45 гг. также использовал жидкостный ракетный двигатель конструкции Вальтера, Вальтер HWK 109-509, который на полной мощности развивал тягу до 1700 кгс (16,7 кН).

После Второй мировой войны американское правительство и военные наконец всерьез рассмотрели жидкостные ракеты в качестве оружия и начали финансировать работы по ним. Советский Союз поступил так же и начал Космическая гонка.


Типы

Жидкие ракеты строились как монотопливные ракеты с использованием одного типа пороха, двухкомпонентные ракеты с использованием двух видов топлива или более экзотического трехкомпонентные ракеты с использованием трех типов пороха.Двухкомпонентные жидкостные ракеты обычно используют жидкость топливо, Такие как жидкий водород или углеводородное топливо, такое как РП-1, и жидкость окислитель, Такие как жидкий кислород. Двигатель может быть криогенный ракетный двигатель, где топливо и окислитель, например водород и кислород, представляют собой газы, сжиженные при очень низких температурах.

Жидкостные ракеты могут быть задушен (изменение тяги) в реальном времени и управление соотношением компонентов смеси (соотношением, при котором окислитель и топливо смешиваются); они также могут быть отключены и снова запущены с помощью подходящей системы зажигания или самовоспламеняющегося топлива.

Гибридные ракеты применять жидкий или газообразный окислитель к твердому топливу.[1] :354–356

Принцип действия

Все жидкостные ракетные двигатели имеют резервуар и трубы для хранения и передачи топлива, систему инжектора, камеру сгорания, которая обычно имеет цилиндрическую форму, и одну (иногда две или более) сопла ракет. Жидкие системы позволяют повысить удельный импульс чем твердотопливные и гибридные ракетные двигатели, и могут обеспечить очень высокую эффективность резервуара.

В отличие от газов, типичное жидкое топливо имеет плотность, аналогичную плотности воды, примерно 0,7–1,4 г / см³ (за исключением жидкий водород который имеет гораздо меньшую плотность), требуя лишь относительно скромных давление для предотвращения испарения. Такое сочетание плотности и низкого давления позволяет производить очень легкие резервуары; примерно 1% содержимого для плотного топлива и около 10% для жидкого водорода (из-за его низкой плотности и массы необходимой изоляции).

Для впрыска в камеру сгорания давление топлива в форсунках должно быть больше, чем давление в камере; это может быть достигнуто с помощью насоса. Подходящие насосы обычно используют центробежные турбонасосы за счет большой мощности и небольшого веса, хотя поршневые насосы работали в прошлом. Турбонасосы обычно очень легкие и могут обеспечить отличную производительность; с земной массой значительно меньше 1% тяги. Действительно, в целом ракетный двигатель соотношение тяги к весу включая турбонасос, достигли 155: 1 с SpaceX Мерлин 1D ракетный двигатель и до 180: 1 с вакуумным вариантом [7]

В качестве альтернативы вместо насосов можно использовать тяжелый резервуар с инертным газом под высоким давлением, например гелий, и отказаться от насоса; но дельта-v что ступень может быть намного ниже из-за дополнительной массы резервуара, что снижает производительность; но для работы на большой высоте или в условиях вакуума масса цистерны может быть приемлемой.

Таким образом, основными компонентами ракетного двигателя являются камера сгорания (упорная камера), пиротехнический воспламенитель, пропеллент система питания, клапаны, регуляторы, топливные баки и сопло ракетного двигателя. Жидкостные двигатели с точки зрения подачи топлива в камеру сгорания являются либо под давлением или же накачанный, а двигатели с насосным питанием работают либо в газогенераторный цикл, а ступенчатый цикл горения, или цикл экспандера.

Жидкостный ракетный двигатель можно испытать перед использованием, тогда как для твердотопливного ракетного двигателя управление качеством должны применяться во время производства для обеспечения высокой надежности.[8] Жидкостный ракетный двигатель также обычно можно повторно использовать для нескольких полетов, как в Космический шатл и Сокол 9 ракеты серии, хотя повторное использование твердотопливных ракетных двигателей также было эффективно продемонстрировано во время программы шаттлов.

Двухкомпонентные жидкостные ракеты просты по концепции, но из-за высоких температур и высокой скорости движущихся частей они очень сложны на практике.

Использование жидкого топлива может быть связано с рядом проблем:

  • Поскольку топливо составляет очень большую долю массы транспортного средства, центр массы значительно смещается назад по мере использования пороха; Обычно человек теряет контроль над транспортным средством, если его центр масс приближается к центру сопротивления / давления.
  • При работе в атмосфере герметизация обычно очень тонкостенных топливных баков должна гарантировать положительный манометрическое давление все время, чтобы избежать катастрофического обрушения танка.
  • Жидкое топливо подлежит плевать, что часто приводило к потере контроля над автомобилем. Этим можно управлять с помощью перегородок в резервуарах, а также с помощью разумных законов управления в резервуарах. система наведения.
  • Они могут страдать от пого колебания где ракета страдает от неконтролируемых циклов разгона.
  • Жидкое топливо часто требуется двигатели незаполненного объема в условиях невесомости или во время каскадирования, чтобы избежать засасывания газа в двигатели при запуске. Они также подвержены завихрению в баке, особенно ближе к концу горения, что также может привести к засасыванию газа в двигатель или насос.
  • Жидкое топливо может протекать, особенно водород, что может привести к образованию взрывоопасной смеси.
  • Турбонасосы Перекачка жидкого топлива сложна в проектировании и может иметь серьезные отказы, такие как превышение скорости, если они работают всухую, или выпадение фрагментов на высокой скорости, если металлические частицы из производственного процесса попадают в насос.
  • Криогенные топлива, например, жидкий кислород, замораживают атмосферный водяной пар в лед. Это может привести к повреждению или блокировке уплотнений и клапанов, а также к утечкам и другим неисправностям. Чтобы избежать этой проблемы, часто требуется расслабление процедуры, которые пытаются удалить как можно больше паров из системы. Лед также может образовываться снаружи резервуара, а затем упасть и повредить автомобиль. Внешняя пенная изоляция может вызвать проблемы, как показано на Катастрофа космического корабля "Колумбия". Некриогенные топлива не вызывают таких проблем.
  • Жидкие ракеты, не подлежащие хранению, требуют значительной подготовки непосредственно перед запуском. Это делает их менее практичными, чем твердые ракеты для большинства систем вооружения.

Пропелленты

Основная статья: Жидкое ракетное топливо

Тысячи комбинаций топлива и окислителей были опробованы на протяжении многих лет. Вот некоторые из наиболее распространенных и практичных:

Криогенный

Одна из самых эффективных смесей, кислород и водород, страдает от чрезвычайно низких температур, необходимых для хранения жидкого водорода (около 20 K или -253,2 ° C или -423,7 ° F) и очень низкой плотности топлива (70 кг / м3 или 4,4 фунта / куб. фут, по сравнению с RP-1 при 820 кг / м3 или 51 фунт / куб фут), что требует больших резервуаров, которые также должны быть легкими и изолирующими. Легкая пенная изоляция на Внешний бак Space Shuttle привел к Космический шатл Колумбия с разрушение, когда кусок оторвался, повредил свое крыло и заставил его разбиться о вход в атмосферу.

Жидкий метан / СПГ имеет несколько преимуществ перед LH2. Его производительность (макс. удельный импульс ) ниже, чем у LH2, но выше, чем у RP1 (керосина) и твердого топлива, а его более высокая плотность, как и у других углеводородных топлив, обеспечивает более высокое отношение тяги к объему, чем LH2, хотя его плотность не такая высокая, как у RP1.[10] Это делает его особенно привлекательным для многоразовые пусковые системы потому что более высокая плотность позволяет использовать меньшие двигатели, топливные баки и связанные с ними системы. [9] СПГ также горит с меньшим количеством сажи, чем RP1, что облегчает повторное использование по сравнению с ним, а LNG и RP1 горят холоднее, чем LH2, поэтому LNG и RP1 не деформируют внутренние конструкции двигателя в такой степени. Это означает, что двигатели, работающие на СПГ, можно повторно использовать чаще, чем двигатели, работающие на RP1 или LH2. В отличие от двигателей, работающих на LH2, двигатели RP1 и LNG могут иметь общий вал с одной турбиной и двумя турбонасосами, по одному для LOX и LNG / RP1.[10] В космосе СПГ не нуждается в нагревателях для поддержания жидкости, в отличие от RP1.[11] СПГ менее дорогой и доступен в больших количествах. Он может храниться более длительное время и менее взрывоопасен, чем LH2.[9]

Полукриогенный

Некриогенный / хранимый / гиперголичный

В NMUSAF 's Me 163B Комет ракетоплан

Многие некриогенные двухкомпонентные топлива гиперголичный (самовоспламенение).

За хранимый МБР а для большинства космических аппаратов, включая аппараты с экипажем, планетарные зонды и спутники, хранение криогенного топлива в течение продолжительных периодов времени невозможно. Из-за этого смеси гидразин или его производные в сочетании с оксидами азота обычно используются для таких применений, но они токсичны и канцерогенный. Следовательно, для улучшения управляемости некоторые машины экипажа, такие как Стремящийся к мечте и Космический Корабль Два планирую использовать гибридные ракеты с нетоксичными комбинациями топлива и окислителя.

Форсунки

Реализация инжектора в жидкостных ракетах определяет процент теоретической производительности сопло это может быть достигнуто. Из-за плохой работы форсунки несгоревшее топливо покидает двигатель, что снижает эффективность.

Кроме того, форсунки также обычно играют ключевую роль в снижении тепловых нагрузок на сопло; за счет увеличения доли топлива по краю камеры это дает гораздо более низкие температуры на стенках сопла.

Типы форсунок

Форсунки могут быть такими же простыми, как ряд отверстий небольшого диаметра, расположенных по тщательно продуманной схеме, через которые проходят топливо и окислитель. Скорость потока определяется квадратным корнем из перепада давления на форсунках, формой отверстия и другими деталями, такими как плотность топлива.

Первые форсунки, использованные на V-2, создавали параллельные струи топлива и окислителя, которые затем сгорали в камере. Это давало довольно низкую эффективность.

Форсунки сегодня классически состоят из ряда небольших отверстий, которые направляют струи топлива и окислителя так, что они сталкиваются в точке пространства на небольшом расстоянии от пластины форсунки. Это помогает разбить поток на мелкие капли, которые легче сгорают.

Основные типы форсунок:

  • Душевая головка
  • Самоуничтожающийся дублет
  • Тройка с перекрестным ударом
  • Центростремительный или вихревой
  • Пинта

Штыревой инжектор позволяет хорошо контролировать смесь топлива и окислителя в широком диапазоне расходов. Инжектор иглы использовался в Лунный модуль Аполлона двигатели (Двигательная установка спуска ) и Пустельга двигатель, в настоящее время используется в Мерлин двигатель на Сокол 9 и Falcon Heavy ракеты.

В RS-25 двигатель предназначен для Космический шатл использует систему рифленых столбов, в которых используется нагретый водород из камеры предварительного сжигания для испарения жидкого кислорода, проходящего через центр столбов.[13] и это улучшает скорость и стабильность процесса горения; предыдущие двигатели, такие как F-1, используемые для Программа Аполлон имел серьезные проблемы с колебаниями, которые приводили к разрушению двигателей, но это не было проблемой для RS-25 из-за этой детали конструкции.

Валентин Глушко изобрел центростремительный инжектор в начале 1930-х годов, и он почти повсеместно использовался в российских двигателях. К жидкости прикладывается вращательное движение (иногда два пороха смешиваются), затем она выбрасывается через небольшое отверстие, где образует конусообразный лист, который быстро распыляется. В первом жидкостном двигателе Годдарда использовался одиночный инжектор. Немецкие ученые во время Второй мировой войны экспериментировали с ударными форсунками на плоских пластинах, которые успешно использовались в ракете Вассерфаль.

Стабильность горения

Чтобы избежать нестабильности, такой как пыхтение, что является относительно низкоскоростным колебанием, двигатель должен быть спроектирован с таким перепадом давления на форсунках, чтобы поток практически не зависел от давления в камере. Это падение давления обычно достигается за счет использования не менее 20% давления в камере через форсунки.

Тем не менее, особенно в более крупных двигателях, высокоскоростные колебания сгорания легко запускаются, и они не совсем понятны. Эти высокоскоростные колебания приводят к нарушению пограничного слоя на стороне газа двигателя, что может привести к быстрому отказу системы охлаждения и разрушению двигателя. Такие колебания гораздо чаще встречаются в больших двигателях и препятствовали развитию Сатурн V, но в конце концов были преодолены.

Некоторые камеры сгорания, например, RS-25 двигатель, используйте Резонаторы Гельмгольца как механизмы демпфирования, чтобы остановить рост определенных резонансных частот.

Чтобы предотвратить эти проблемы, в конструкции инжектора RS-25 было приложено много усилий для испарения топлива перед его впрыском в камеру сгорания. Хотя многие другие функции использовались для предотвращения возникновения нестабильности, более поздние исследования показали, что эти другие функции не нужны, и газофазное сжигание работает надежно.

Проверка устойчивости часто включает использование небольших взрывчатых веществ. Они взрываются внутри камеры во время работы и вызывают импульсное возбуждение. Изучая след давления в камере, чтобы определить, насколько быстро исчезают эффекты возмущения, можно оценить стабильность и при необходимости изменить конструкцию камеры.

Циклы двигателя

Для жидкостных ракет обычно используются четыре различных способа подачи топлива в камеру.[14]

Топливо и окислитель должны закачиваться в камеру сгорания против давления сжигаемых горячих газов, а мощность двигателя ограничивается скоростью, с которой топливо может закачиваться в камеру сгорания. Для использования в атмосфере или в пусковой установке, при высоком давлении и, следовательно, большой мощности желательно минимизировать количество циклов двигателя. гравитационное сопротивление. Для орбитального использования обычно подходят более низкие циклы мощности.

Цикл подачи под давлением
Горючее нагнетается из баков под давлением (относительно тяжелых). Тяжелые баки означают, что относительно низкое давление является оптимальным, ограничивая мощность двигателя, но все топливо сгорает, обеспечивая высокую эффективность. В качестве агента давления часто используется гелий из-за его низкой реактивности и низкой плотности. Примеры: AJ-10, использованный в космическом шаттле OMS, Аполлон СПС, а второй этап Дельта II.
Электрический насос с питанием
An электрический двигатель, как правило бесщеточный электродвигатель постоянного тока, движет насосы. Электродвигатель питается от аккумуляторной батареи. Он относительно прост в реализации и снижает сложность турбомашина дизайн, но за счет лишней сухой массы аккумуляторного блока. Пример двигателя - Резерфорд.
Газогенераторный цикл
Небольшой процент пороха сжигается в форсажной камере для питания турбонасоса, а затем выпускается через отдельное сопло или через низкое сопло основного. Это приводит к снижению эффективности, поскольку выхлопные газы дают небольшую тягу или вообще не вносят ее, но турбины насоса могут быть очень большими, что позволяет использовать двигатели большой мощности. Примеры: Сатурн V с F-1 и J-2, Дельта IV с RS-68, Ариана 5 с HM7B, Сокол 9 с Мерлин.
Отводной цикл
Забирает горячие газы из магистрали камера сгорания ракетного двигателя и направляет их через двигатель турбонасос турбины, чтобы перекачивать топливо, затем истощается. Поскольку не все топливо проходит через основную камеру сгорания, отводной цикл считается двигателем открытого цикла. Примеры включают J-2S и BE-3.
Цикл экспандера
Криогенное топливо (водород или метан) используется для охлаждения стенок камеры сгорания и сопла. Поглощенное тепло испаряет и расширяет топливо, которое затем используется для привода турбонасосов перед тем, как оно попадает в камеру сгорания, что обеспечивает высокий КПД, или сбрасывается за борт, что позволяет использовать турбонасосы большей мощности. Ограниченное количество тепла, доступного для испарения топлива, ограничивает мощность двигателя. Примеры: RL10 за Атлас V и вторая ступени Delta IV (замкнутый цикл), H-II с ЛЭ-5 (цикл выпуска воздуха).
Поэтапный цикл горения
Смесь, богатая топливом или окислителем, сжигается в камере предварительного сжигания и затем приводит в действие турбонасосы, и этот выхлоп под высоким давлением подается непосредственно в основную камеру, где остальная часть топлива или окислителя подвергается сгоранию, обеспечивая очень высокое давление и эффективность. Примеры: SSME, РД-191, ЛЭ-7.

Компромиссы цикла двигателя

Выбор цикла двигателя - один из первых шагов к проектированию ракетного двигателя. Из этого выбора возникает ряд компромиссов, некоторые из которых включают:

Компромиссное сравнение популярных циклов двигателей
Тип цикла
Генератор газаЦикл экспандераПоэтапное сжиганиеПод давлением
ПреимуществаПростой; низкая сухая масса; позволяет использовать турбонасосы большой мощности для большой тягиВысокий удельный импульс; довольно низкая сложностьВысокий удельный импульс; высокое давление в камере сгорания, обеспечивающее высокую тягуПростой; нет турбонасосов; низкая сухая масса; высокий удельный импульс
НедостаткиБолее низкий удельный импульсНеобходимо использовать криогенное топливо; передача тепла топливу ограничивает доступную мощность турбине и, следовательно, тягу двигателяСильно увеличенная сложностьДавление в баке ограничивает давление и тягу в камере сгорания; тяжелые танки и связанное с ними оборудование для повышения давления

Охлаждение

Основная статья: Охлаждение ракетного двигателя

Форсунки обычно расположены так, что на стенке камеры сгорания создается богатый топливом слой. Это снижает температуру там и ниже по потоку до горловины и даже в сопле и позволяет камере сгорания работать при более высоком давлении, что позволяет использовать сопло с более высокой степенью расширения, что дает более высокую яSP и лучшая производительность системы.[15] В жидкостном ракетном двигателе часто используется регенеративное охлаждение, который использует топливо или, реже, окислитель для охлаждения камеры и сопла.

Зажигание

Воспламенение может осуществляться разными способами, но, возможно, в большей степени с жидким топливом, чем с другими ракетами, требуется постоянный и значительный источник воспламенения; Задержка воспламенения (в некоторых случаях даже малая) в несколько десятков миллисекунд может вызвать избыточное давление в камере из-за избытка топлива. А тяжелый старт может даже вызвать взрыв двигателя.

Обычно системы зажигания пытаются направить пламя на поверхность инжектора с массовым расходом примерно 1% от полного массового расхода камеры.

Иногда используются предохранительные блокировки, чтобы гарантировать наличие источника возгорания до открытия основных клапанов; однако надежность блокировок в некоторых случаях может быть ниже, чем у системы зажигания. Таким образом, это зависит от того, должна ли система обеспечить отказоустойчивость или более важен общий успех миссии. Блокировки редко используются на верхних, беспилотных ступенях, где отказ блокировки может привести к потере полета, но они присутствуют на двигателе RS-25, чтобы выключить двигатели перед стартом космического шаттла. Кроме того, обнаружение успешного воспламенения воспламенителя на удивление сложно, в некоторых системах используются тонкие провода, которые перерезаются пламенем, датчики давления также нашли применение.

Способы розжига включают пиротехнический, электрические (искровой или горячей проволокой) и химические. Гиперголический Преимущество топлива заключается в том, что оно самовоспламеняется, надежно и с меньшей вероятностью жесткого запуска. В 1940-х годах русские начали запускать двигатели с гиперголами, чтобы затем переключиться на первичное топливо после зажигания. Это также использовалось на американских Ракетный двигатель Ф-1 на Программа Аполлон.

Зажигание пирофорным агентом - Триэтилалюминий воспламеняется при контакте с воздухом и воспламеняется и / или разлагается при контакте с водой и с любым другим окислителем - это одно из немногих веществ, обладающих достаточной пирофорностью, чтобы воспламениться при контакте с криогенными веществами. жидкий кислород. В энтальпия горения, ΔcH ° составляет -5,105,70 ± 2,90 кДж / моль (-1,220,29 ± 0,69 ккал / моль). Его легкое зажигание делает его особенно желательным в качестве ракетный двигатель воспламенитель. Может использоваться вместе с Триэтилборан для создания триэтилалюминий-триэтилборана, более известного как TEA-TEB.

Смотрите также

Рекомендации

  1. ^ а б Саттон, Джордж П. (1963). Элементы силовой установки ракеты, 3-е издание. Нью-Йорк: Джон Вили и сыновья. п. 25, 186, 187.
  2. ^ Русское название Исследование мировыхпространств реактивными приборами (Исследование мировых пространств реактивными приборами)
  3. ^ Тирупати, М .; Madhavi, N .; Найду, К. Симхалам (июнь 2015 г.). «Конструкция и анализ топливной форсунки жидкостного ракетного двигателя» (PDF). Международный журнал инженерии и передовых технологий (IJEAT). 4 (5): 223.
  4. ^ «Воссоздание истории». НАСА. Архивировано из оригинал на 2007-12-01.
  5. ^ Журналы, Hearst (1 мая 1931 г.). Популярная механика. Журналы Hearst. п.716 - через Интернет-архив. Популярная механика 1931 года.
  6. ^ Фолькер Коос, Heinkel He 176 - Dichtung und Wahrheit, Jet & Prop 1/94 стр. 17–21
  7. ^ «Ответ Томаса Мюллера на вопрос:« Правдоподобно ли отношение тяги к весу SpaceX Merlin 1D более 150? - Quora ». www.quora.com.
  8. ^ НАСА: Жидкостные ракетные двигатели, 1998, Университет Пердью
  9. ^ а б c «О силовой установке СПГ». JAXA. Получено 2020-08-25.
  10. ^ а б http://www.academie-air-espace.com/upload/doc/ressources/Launchers/slides/hagemann.pdf
  11. ^ https://www.ihi.co.jp/var/ezwebin_site/storage/original/application/c947f865f960ed20f82895dcaa4bbbb1.pdf
  12. ^ Лэндис (2001). «Марсианский ракетный аппарат с использованием ракетного топлива in situ». Журнал космических аппаратов и ракет. 38 (5): 730–735. Bibcode:2001JSpRo..38..730L. Дои:10.2514/2.3739.
  13. ^ Саттон, Джордж П. и Библарц, Оскар, Элементы силовой установки ракеты, 7-е изд., John Wiley & Sons, Inc., Нью-Йорк, 2001.
  14. ^ "Иногда чем меньше, тем лучше". Архивировано из оригинал на 2012-04-14. Получено 2010-06-01.
  15. ^ Элементы силовой установки ракеты - Sutton Biblarz, раздел 8.1

внешняя ссылка