Ракетное топливо - Rocket propellant - Wikipedia

«Ракетное топливо» перенаправляется сюда. Информацию о рекламной компании "ТОПЛИВО" см. Rocket Fuel Inc. Режим приема лекарств см. Миртазапин § Взаимодействия.
А Дельта IV Тяжелый во время старта. Ракета полностью заправлена Жидкий водород и Жидкий кислород криогенное топливо.

Ракетное топливо это реакционная масса из ракета. Эта реакционная масса выбрасывается с наивысшей достижимой скоростью из ракетный двигатель производить толкать. Требуемая энергия может поступать либо от самих порохов, как в химическая ракета, или из внешнего источника, как с ионные двигатели.

Обзор

Ракеты создают тягу, выбрасывая масса сзади, на большой скорости. В толкать произведенный может быть рассчитан путем умножения массовый расход топлива по скорости истечения относительно ракеты (удельный импульс ). Ракету можно представить как ускоряющуюся за счет давления горючих газов на камеру сгорания и сопло, а не «толкая» воздух позади или под ним. Ракетные двигатели лучше всего работают в космическое пространство из-за отсутствия давления воздуха снаружи двигателя. В космосе также можно установить более длинную насадку, не страдая от разделение потока.

Большинство химических пропеллентов выделяют энергию через окислительно-восстановительная химия, более конкретно горение. Таким образом, как окислитель и Восстановитель (топливо) должно присутствовать в смеси. Разложение, например, очень нестабильных перекись облигации в одноразовое топливо ракеты также могут быть источником энергии.

В случае двухкомпонентное топливо жидких ракет, смесь восстанавливающего топлива и окислителя вводится в камера сгорания, обычно используя турбонасос чтобы преодолеть давление. Когда происходит горение, жидкое топливо масса превращается в огромный объем газа при высокой температуре и давлении. Этот выхлопной поток выбрасывается из сопла двигателя с высокой скоростью, создавая противодействующую силу, которая толкает ракету вперед в соответствии с Законы движения Ньютона.

Химические ракеты можно сгруппировать по фазам. Твердотопливные ракеты используют топливо в твердая фаза, ракеты на жидком топливе используют топливо в жидкая фаза, ракеты на газовом топливе используют топливо в газовая фаза, и гибридные ракеты используйте комбинацию твердого и жидкого или газообразного топлива.

В случае твердотопливных ракетных двигателей топливо и окислитель объединяются при отливке двигателя. Сгорание топлива происходит внутри кожуха двигателя, который должен выдерживать создаваемое давление. Твердые ракеты обычно имеют большую тягу, меньше удельный импульс, более короткое время горения и более высокая масса, чем у жидкостных ракет, и, кроме того, их нельзя остановить после зажигания.

Ракетные ступени

В космосе максимум изменение скорости то, что ступень ракеты может передать свою полезную нагрузку, в первую очередь зависит от ее соотношение масс и скорость его истечения. Эта связь описывается уравнение ракеты. Скорость выхлопа зависит от используемого топлива и двигателя и тесно связана с удельный импульс - полная энергия, отданная ракетному аппарату на единицу израсходованной массы топлива. На соотношение масс также может влиять выбор данного топлива.

В ступенях ракет, которые летают в атмосфере, обычно используются менее эффективные, высокомолекулярные и высокоплотные топлива из-за того, что требуется меньшая и легкая цистерна. Верхние ступени, которые в основном или только работают в космическом вакууме, как правило, используют высокую энергию, высокую производительность и низкую плотность. жидкий водород топливо.

Твердое химическое ракетное топливо

Твердотопливное топливо бывает двух основных типов. «Композиты» состоят в основном из смеси гранул твердого окислителя, такого как нитрат аммония, динитрамид аммония, перхлорат аммония, или же азотнокислый калий в полимерном связующем с хлопьями или порошками энергетических топливных соединений (примеры: Гексоген, HMX, алюминий, бериллий). Также могут быть добавлены пластификаторы, стабилизаторы и / или модификаторы скорости горения (оксид железа, оксид меди).

Одно-, двух- или трехосновные (в зависимости от количества основных ингредиентов) представляют собой гомогенные смеси от одного до трех основных ингредиентов. Эти основные ингредиенты должны включать топливо и окислитель, а также часто включают связующие и пластификаторы. Все компоненты макроскопически неразличимы и часто смешиваются как жидкости и отверждаются за одну порцию. Ингредиенты часто могут иметь несколько ролей. Например, гексоген является одновременно топливом и окислителем, а нитроцеллюлоза - топливом, окислителем и структурным полимером.

Еще больше усложняет категоризацию то, что существует множество ракетных топлив, которые содержат элементы двухосновных и составных ракетных топлив, которые часто содержат некоторое количество энергетических добавок, гомогенно смешанных со связующим. В случае пороха (прессованный композит без полимерного связующего) топливом является древесный уголь, окислителем является нитрат калия, а сера служит катализатором реакции, а также расходуется на образование различных продуктов реакции, таких как сульфид калия.

Новейшие нитраминные твердые топлива на основе CL-20 (HNIW) может соответствовать характеристикам жидкого топлива, хранящегося в NTO / UDMH, но не может дросселироваться или перезапускаться.

Преимущества твердого топлива

Твердотопливные ракеты намного проще хранить и обращаться с ними, чем жидкостные. Высокая плотность пороха делает его компактным. Эти особенности, а также простота и низкая стоимость делают твердотопливные ракеты идеальными для использования в военных целях.

Их простота также делает твердотопливные ракеты хорошим выбором, когда требуется большая тяга, а стоимость является проблемой. В Космический шатл и многие другие орбитальные ракеты-носители использовать твердотопливные ракеты на этапах их разгона (твердотопливные ракетные ускорители ) по этой причине.

Недостатки твердого топлива

Твердотопливные ракеты имеют меньшую удельный импульс, показатель эффективности топлива, чем ракеты на жидком топливе. В результате общая производительность твердых верхних ступеней ниже, чем жидких ступеней, даже несмотря на то, что массовое соотношение твердых веществ обычно находится в диапазоне от 0,91 до 0,93, что является таким же хорошим или лучше, чем у большинства верхних ступеней жидкого ракетного топлива. Высокие соотношения масс, возможные с этими несегментированными твердыми верхними ступенями, являются результатом высокой плотности топлива и очень высокого отношения прочности к массе корпуса двигателя с нитевидной намоткой.[нужна цитата ]

Недостатком твердотопливных ракет является то, что их нельзя дросселировать в реальном времени, хотя запрограммированный график тяги может быть создан путем корректировки внутренней геометрии ракетного топлива. Твердые ракеты могут вентилироваться для тушения возгорания или реверсивной тяги в качестве средства контроля дальности или разделения боеголовок. Литье большого количества топлива требует согласованности и повторяемости, чтобы избежать трещин и пустот в законченном двигателе. Смешивание и разливка происходят под управлением компьютера в вакууме, а смесь пропеллента распределяется тонким слоем и сканируется, чтобы гарантировать, что в двигатель не попадут большие пузырьки газа.

Ракеты на твердом топливе не терпят трещин и пустот и требуют последующей обработки, такой как рентгеновское сканирование, для выявления неисправностей. Процесс сгорания зависит от площади поверхности топлива. Пустоты и трещины представляют собой локальное увеличение площади поверхности горения, увеличивая локальную температуру, что увеличивает локальную скорость горения. Эта положительная обратная связь может легко привести к катастрофическому отказу корпуса или форсунки.

История твердого ракетного топлива

Твердое ракетное топливо было впервые разработано в 13 веке при китайской власти. Династия Сун. Китайцы песни впервые использовали порох в 1232 г. во время военная осада Кайфэна.[1][2][3][4][5]

В 1950-х и 60-х годах исследователи в Соединенных Штатах разработали композитный пропеллент на основе перхлората аммония (APCP). Эта смесь обычно на 69-70% тонко измельчена. перхлорат аммония (окислитель) в сочетании с 16-20% штрафом алюминиевый порошок (топливо), вместе взятые на базе 11-14% полибутадиенакрилонитрил (PBAN) или Полибутадиен с концевыми гидроксильными группами (топливо из полибутадиенового каучука). Смесь образуется в виде загустевшей жидкости, затем отливается в правильную форму и отверждается в твердое, но гибкое твердое тело, несущее нагрузку. Исторически сложилось так подсчет Твердого топлива APCP относительно невелико. Военные, однако, используют широкий спектр различных типов твердого топлива, некоторые из которых превосходят характеристики APCP. Сравнение самых высоких удельных импульсов, достигаемых при использовании различных комбинаций твердого и жидкого ракетного топлива, используемых в современных ракетах-носителях, приведено в статье твердотопливные ракеты.[6]

В 1970-х и 1980-х годах США полностью перешли на твердотопливные межконтинентальные баллистические ракеты: LGM-30 Minuteman и LG-118A Peacekeeper (MX). В 1980-х и 1990-х годах СССР / Россия также развернули твердотопливные МБР (РТ-23, РТ-2ПМ, и РТ-2УТТХ ), но сохраняет две МБР на жидком топливе (R-36 и УР-100Н ). Все твердотопливные межконтинентальные баллистические ракеты с обеих сторон имели три начальных сплошных ступени, а МБР с несколькими независимо наведенными боеголовками имели точную маневренную шину, используемую для точной настройки траектории возвращающихся машин.

Жидкое химическое ракетное топливо

Основная статья: Жидкостная ракета

Основными типами жидкого топлива являются запасы топлива, которые, как правило, гиперголичный, и криогенный пропелленты.

Преимущества жидкого топлива

Жидкостные ракеты имеют более высокую удельный импульс чем твердотопливные ракеты, и их можно дросселировать, выключать и перезапускать. Только камера сгорания ракеты на жидком топливе должна выдерживать высокие давления и температуры сгорания. Охлаждение может осуществляться регенеративным способом с помощью жидкого топлива. На транспортных средствах с использованием турбонасосы, топливные баки находятся под более низким давлением, чем камера сгорания, что снижает массу бака. По этим причинам в большинстве орбитальных ракет-носителей используется жидкое топливо.

Основное преимущество жидкого топлива в удельном импульсе связано с наличием высокоэффективных окислителей. Несколько практичных жидких окислителей (жидкий кислород, тетроксид диазота, и пероксид водорода ), которые имеют лучший удельный импульс, чем перхлорат аммония используется в большинстве твердотопливных ракет в сочетании с подходящим топливом.

Некоторые газы, особенно кислород и азот, могут быть собраны от верхняя атмосфера, и перенесен до низкая околоземная орбита для использования в топливные склады по существенно сниженной стоимости.[7]

Недостатки жидкого топлива

Основные трудности с жидким топливом также связаны с окислителями. Хранимые окислители, такие как азотная кислота и четырехокись азота, как правило, чрезвычайно токсичны и обладают высокой реакционной способностью, в то время как криогенные пропелленты по определению должны храниться при низкой температуре и также могут иметь проблемы с реактивностью / токсичностью. Жидкий кислород (LOX) - единственный запущенный криогенный окислитель - другие, такие как FLOX, a фтор / LOX mix, никогда не использовались из-за нестабильности, токсичности и взрывоопасности.[8] Было предложено несколько других нестабильных, энергичных и токсичных окислителей: жидкие озон (O3), ClF3, и ClF5.

Ракеты, работающие на жидком топливе, требуют потенциально проблемных клапанов, уплотнений и турбонасосов, что увеличивает стоимость ракеты. Турбонасосы вызывают особые хлопоты из-за высоких требований к производительности.

Современные криогенные типы

Текущие сохраняемые типы

  • Тетроксид диазота (N2О4) и гидразин (N2ЧАС4), MMH, или же UDMH. Используется в военных, орбитальных ракетах и ​​ракетах для дальнего космоса, поскольку обе жидкости можно хранить в течение длительного времени при разумных температурах и давлении. N2О4/ НДМГ - основное топливо для Протонная ракета, старшая Ракеты Long March (LM 1-4), PSLV, Фрегат, и Бриз-М верхние ступени. Эта комбинация гиперголичный, что делает последовательность зажигания привлекательно простой. Основное неудобство заключается в том, что эти порохы очень токсичны и требуют осторожного обращения.
  • Монотопливо Такие как пероксид водорода, гидразин, и оксид азота в основном используются для контроль отношения и космический корабль стационарный где их долгосрочное хранение, простота использования и способность обеспечивать необходимые крошечные импульсы перевешивают их более низкий удельный импульс по сравнению с двухкомпонентным топливом. Перекись водорода также используется для привода турбонасосов первой ступени ракеты-носителя "Союз".[нужна цитата ]

Соотношение смеси

Теоретическая скорость истечения данного химического состава пороха пропорциональна энергии, выделяемой на единицу массы топлива (удельная энергия). В химических ракетах несгоревшее топливо или окислитель означает потерю химическая потенциальная энергия, что снижает удельная энергия. Однако большинство ракет работают на богатых топливом смесях, что приводит к более низким теоретическим скоростям истечения.[9]

Однако богатые топливом смеси также имеют более низкую молекулярный вес выхлопные виды. Сопло ракеты преобразует тепловая энергия порохов в направленные кинетическая энергия. Это преобразование происходит за время, необходимое для вытекания топлива из камеры сгорания через горловину двигателя и из сопла, обычно порядка одной миллисекунды. Молекулы накапливают тепловую энергию во вращении, вибрации и поступательном движении, из которых только последнее можно легко использовать для добавления энергии в ступень ракеты. Молекулы с меньшим количеством атомов (например, CO и H2) имеют меньше доступных вибрационных и режимы вращения чем молекулы с большим количеством атомов (например, CO2 и H2О). Следовательно, молекулы меньшего размера сохраняют меньшую вибрацию и вращательная энергия для заданного количества подводимого тепла, в результате чего больше энергии трансляции становится доступной для преобразования в кинетическую энергию. Полученное в результате повышение эффективности сопла достаточно велико, чтобы настоящие ракетные двигатели улучшали свою фактическую скорость выхлопа за счет работы на богатых смесях с несколько более низкими теоретическими скоростями выхлопа.[9]

Влияние молекулярной массы выхлопных газов на эффективность сопла наиболее важно для сопел, работающих вблизи уровня моря. Ракеты с высокой степенью расширения, работающие в вакууме, видят гораздо меньший эффект, и поэтому работают менее богато.

Ракеты LOX / углеводороды работают с небольшим обогащением (массовое отношение O / F равно 3, а не стехиометрический от 3,4 до 4), потому что выделение энергии на единицу массы быстро падает, когда соотношение смеси отклоняется от стехиометрического. LOX / LH2 ракеты работают очень богато (соотношение масс O / F равно 4, а не стехиометрическому 8), потому что водород настолько легкий, что выделение энергии на единицу массы топлива очень медленно падает с дополнительным водородом. Фактически, LOX / LH2 Ракеты, как правило, ограничены в том, насколько богатыми они управляются, из-за потери производительности в виде массы дополнительных резервуаров для водорода, а не из-за основного химического состава.[9]

Еще одна причина работы на богатой смеси заключается в том, что нестехиометрические смеси горят холоднее, чем стехиометрические, что облегчает охлаждение двигателя. Поскольку продукты сгорания с высоким содержанием топлива менее химически активны (разъедающий ), чем продукты сгорания, богатые окислителями, подавляющее большинство ракетных двигателей рассчитано на работу с высоким содержанием топлива. Есть по крайней мере одно исключение: российский РД-180 форсунка, которая сжигает LOX и RP-1 в соотношении 2,72.

Кроме того, во время запуска соотношение смеси может быть динамическим. Это может быть использовано с конструкциями, которые регулируют отношение окислителя к топливу (вместе с общей тягой) на протяжении всего полета, чтобы максимизировать общие характеристики системы. Например, во время отталкивания тяга более ценна, чем удельный импульс, и тщательная регулировка отношения O / F может позволить более высокие уровни тяги. Как только ракета находится далеко от стартовой площадки, соотношение мощности двигателя и мощности можно настроить для повышения эффективности.

Плотность пороха

Хотя жидкий водород дает высокий Iзр, его низкая плотность является недостатком: водород занимает примерно в 7 раз больше объема на килограмм, чем плотное топливо, такое как керосин. Топливный бак, водопровод и насос должны быть соответственно больше. Это увеличивает сухую массу автомобиля, снижая производительность. Жидкий водород также относительно дорог в производстве и хранении и вызывает трудности при проектировании, производстве и эксплуатации транспортного средства. Однако жидкий водород чрезвычайно хорошо подходит для использования на верхней ступени, где Iзр имеет большое значение, и соотношение тяги к весу менее актуально.

Ракеты-носители с плотным ракетным топливом имеют большую взлетную массу за счет меньшего Iзр, но может легче развивать большую взлетную тягу из-за меньшего объема компонентов двигателя. Это означает, что аппараты с бустерными ступенями на плотном топливе раньше выходят на орбиту, что сводит к минимуму потери из-за гравитационное сопротивление и сокращение эффективных дельта-v требование.

Предлагаемый трехкомпонентная ракета использует в основном плотное топливо на малых высотах и ​​переключается на водород на большей высоте. Исследования 1960-х годов предложили один этап на орбиту автомобили, использующие эту технику.[10] В Космический шатл приблизился к этому, используя плотные твердотопливные ракетные ускорители для большей части тяги в течение первых 120 секунд. Главные двигатели сжигали богатую топливом смесь водорода и кислорода, работая непрерывно на протяжении всего запуска, но обеспечивая большую часть тяги на больших высотах после сгорания SRB.

Прочие химические пропелленты

Гибридные топлива

Основная статья: Гибридная ракета

Гибридные пропелленты: хранящийся окислитель, используемый с твердым топливом, который сохраняет большинство достоинств как жидкостей (высокий ISP), так и твердых веществ (простота).

А гибридная ракета обычно имеет твердое топливо и жидкий окислитель или окислитель NEMA.[требуется разъяснение ] Жидкий окислитель может дать возможность дросселировать и перезапускать двигатель, как в ракете на жидком топливе. Гибридные ракеты также могут быть экологически безопаснее, чем твердотопливные ракеты, поскольку некоторые высокоэффективные твердофазные окислители содержат хлор (в частности, композиты с перхлоратом аммония) по сравнению с более мягким жидким кислородом или закисью азота, часто используемыми в гибридах. Это верно только для конкретных гибридных систем. Были гибриды, в которых в качестве окислителей использовались соединения хлора или фтора, а также опасные материалы, такие как соединения бериллия, смешанные с зерном твердого топлива. Поскольку только одна составляющая является жидкостью, гибриды могут быть проще, чем жидкие ракеты, в зависимости от движущей силы, используемой для транспортировки жидкости в камеру сгорания. Меньшее количество жидкостей обычно означает меньшее количество трубопроводных систем, клапанов и насосов меньшего размера (если они используются).

Гибридные двигатели страдают двумя основными недостатками. Первое, что характерно для твердотопливных ракетных двигателей, заключается в том, что кожух вокруг топливного зерна должен быть сконструирован таким образом, чтобы выдерживать полное давление сгорания и часто также экстремальные температуры. Однако современные композитные конструкции хорошо справляются с этой проблемой, и при использовании с оксид азота и твердое резиновое топливо (HTPB), в любом случае требуется относительно небольшой процент топлива, поэтому камера сгорания не особенно велика.[нужна цитата ]

Основная остающаяся трудность с гибридами заключается в смешивании ракетного топлива в процессе сгорания. В твердом топливе окислитель и топливо смешиваются на заводе в тщательно контролируемых условиях. Жидкое топливо обычно смешивается с помощью инжектора в верхней части камеры сгорания, который направляет множество небольших быстро движущихся потоков топлива и окислителя друг в друга. Конструкция жидкостного ракетного инжектора изучалась очень подробно, и ее характеристики до сих пор не поддаются надежному прогнозированию. В гибридном двигателе смешивание происходит на поверхности плавления или испарения топлива. Процесс перемешивания плохо контролируется, и, как правило, довольно много топлива остается несгоревшим,[11] что ограничивает КПД двигателя. Скорость сгорания топлива в значительной степени определяется потоком окислителя и открытой площадью поверхности топлива. Эта скорость сгорания обычно недостаточна для операций с высокой мощностью, таких как ступени наддува, если только площадь поверхности или поток окислителя не высоки. Слишком высокий поток окислителя может привести к затоплению и потере пламени, что локально тушит горение. Площадь поверхности может быть увеличена, как правило, за счет более длинных зерен или множества отверстий, но это может увеличить размер камеры сгорания, снизить прочность зерен и / или уменьшить объемную нагрузку. Кроме того, по мере продолжения горения отверстие в центре зерна («порт») расширяется, и соотношение в смеси имеет тенденцию становиться более богатым окислителем.

Гибридные двигатели были разработаны гораздо меньше, чем твердотопливные и жидкостные. Для использования в военных целях, простота обращения и обслуживания привела к использованию твердотопливных ракет. Для орбитальной работы жидкое топливо более эффективно, чем гибриды, и большая часть разработок сосредоточена именно там. В последнее время наблюдается рост развития гибридных двигателей для невоенной суборбитальной работы:

  • Несколько университетов недавно экспериментировали с гибридными ракетами. Университет Бригама Янга, то Университет Юты и Университет штата Юта в 1995 году запустил разработанную студентами ракету Unity IV, которая сжигала твердое топливо. полибутадиен с концевыми гидроксильными группами (HTPB) с окислителем газообразного кислорода, а в 2003 году запустили более крупную версию, которая сжигала HTPB с закисью азота. Стэндфордский Университет исследования закиси азота /парафиновая свеча гибридные моторы. UCLA запускает гибридные ракеты через группу студентов бакалавриата с 2009 года с использованием HTPB.[12]
  • Рочестерский технологический институт строил гибридную ракету HTPB для запуска небольших полезных нагрузок в космос и к нескольким объектам, сближающимся с Землей. Его первый запуск состоялся летом 2007 года.
  • Масштабированные композиты SpaceShipOne Первый частный пилотируемый космический корабль был оснащен гибридной ракетой, работающей на HTPB с закисью азота: RocketMotorOne. Гибридный ракетный двигатель был изготовлен SpaceDev. SpaceDev частично основывает свои двигатели на экспериментальных данных, собранных в ходе испытаний двигателей AMROC (American Rocket Company) на испытательном стенде E1 космического центра Стеннис НАСА.

Газообразное топливо

GOX (газообразный кислород) использовался как окислитель для Программа Буран орбитальная система маневрирования.

Инертное топливо

Некоторые конструкции ракет передают энергию своему топливу с помощью внешних источников энергии. Например, водные ракеты используйте сжатый газ, обычно воздух, чтобы вытеснить реакционную массу воды из ракеты.

Ионный двигатель

Смотрите также: Ионный двигатель

Ионные двигатели ионизируйте нейтральный газ и создавайте тягу, ускоряя ионы (или плазму) электрическими и / или магнитными полями.

Тепловые ракеты

Основная статья: Тепловая ракета

Тепловые ракеты использовать инертные пропелленты с низкой молекулярной массой, которые химически совместимы с механизмом нагрева при высоких температурах. Солнечные тепловые ракеты и ядерные тепловые ракеты обычно предлагают использовать жидкий водород для удельный импульс около 600–900 секунд, или в некоторых случаях вода, которая выпускается в виде пара за удельный импульс около 190 секунд. Ядерные тепловые ракеты используют тепло ядерное деление для добавления энергии к пороху. Некоторые конструкции разделяют ядерное топливо и рабочую жидкость, сводя к минимуму возможность радиоактивного заражения, но потеря ядерного топлива была постоянной проблемой во время реальных программ испытаний. Солнечные тепловые ракеты используют концентрированный солнечный свет для нагрева топлива, а не ядерный реактор.

Сжатый газ

Основная статья: Двигатель на холодном газе

Для приложений с низкой производительностью, таких как контроль отношения струи, сжатые инертные газы, такие как азот.[13] Энергия хранится в давлении инертного газа. Однако из-за низкой плотности всех используемых газов и большой массы резервуара высокого давления, необходимого для его содержания, сжатые газы практически не используются.

Ядерная плазма

Основная статья: Ядерный импульсный двигатель

В Проект Орион и другие ядерная импульсная тяга предложения, ракетным топливом будут плазменные осколки из серии ядерные взрывы.[14]

Смотрите также

Рекомендации

  1. ^ Макгоуэн, Том (2008). Космическая гонка: Миссия, Люди, Луна. Enslow Pub Inc. стр. 7. ISBN  978-0766029101.
  2. ^ Игры, Алекс (2007). Balderdash & Piffle. BBC Books. стр.199. ISBN  978-0563493365.
  3. ^ Греф, Линн Г. (2010). Взлет и падение американских технологий. Алгора. п. 95. ISBN  978-0875867533.
  4. ^ Грейтрикс, Дэвид Р. (2012). Полет с двигателем: разработка аэрокосмических силовых установок. Springer. стр.1. ISBN  978-1447124849.
  5. ^ Махаффи, Джеймс (2017). Атомные приключения: секретные острова, забытые N-лучи и изотопное убийство - путешествие по дикому миру ядерной науки. Книги Пегаса. ISBN  978-1681774213.
  6. ^ М. Д. Блэк, Эволюция РАКЕТНЫХ ТЕХНОЛОГИЙ, 3-е изд., 2012, payloadz.com электронная книга / История с. 109-112 и с. 114-119
  7. ^ Джонс, К., Массе, Д., Гласс, К., Уилхайт, А., и Уокер, М. (2010), «PHARO: Сбор топлива из атмосферных ресурсов на орбите», IEEE Aerospace Conference.
  8. ^ «Опасность токсичного пороха» на YouTube
  9. ^ а б c Ракетный двигатель, Роберт А. Брауниг, Ракетно-космическая техника, 2012.
  10. ^ "Роберт Салкельд". Pmview.com. Получено 2014-01-18.
  11. ^ Зажигание! Неофициальная история жидкого ракетного топлива, Джон Д. Кларк (Издательство Рутгерского университета, 1972 г.), Глава 12
  12. ^ «Ракетный проект в Калифорнийском университете в Лос-Анджелесе».
  13. ^ Стейн, Виллем Н; Хашида, Йоши (1999). «Система управления ориентацией для недорогого спутника наблюдения Земли с возможностью поддержания орбиты». УрГУ Конференция по малым спутникам Космический центр Суррея. Получено 18 октября 2016. Цитировать журнал требует | журнал = (помощь)
  14. ^ G.R. Шмидт; J.A. Бунорнетти; П.Дж. Мортон. Ядерный импульсный двигатель - Орион и не только (PDF). 36-я Совместная конференция и выставка по двигательным установкам AIAA / ASME / SAE / ASEE, Хантсвилл, Алабама, 16–19 июля 2000 г. AlAA 2000-3856.

внешняя ссылка