Многоступенчатая ракета и способ отделения отработанных частей
MULTI-STAGE MISSILE AND METHOD OF SEPARATING USED PARTS

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к многоступенчатым ракетам и может быть использовано в ракетостроении.
Известна схема пакетной компоновки, в которой многоступенчатая ракета с продольным разделением ступеней, содержащая: корпус, головной обтекатель, отсек для полезного груза, продольно связанные жесткой связью с возможностью отделения разгонные ступени, в которых расположены баки окислителя, баки горючего и ракетные двигатели. В ракете разгонные ступени продольно соединяются друг с другом посредством поперечных фланцевых стыков [1].
Однако конструкция этой ракеты имеет недостатки, заключающиеся в дополнительном увеличении диаметра ракеты по ходу ее продольной оси, которая приводит к дополнительным энергетическим затратам на преодоление лобового сопротивления, образованию поперечных моментов при передаче тяговых усилий, появлению возмущающих моментов при разделении ступеней и потере в тяге из-за несоосности сопл, что сокращает сферу применения данной ракеты.
Известна схема тандемной компоновки, в которой многоступенчатая ракета с поперечным разделением разгонных ступеней, содержащая: корпус, головной обтекатель, отсек для полезного груза, связанные через межступенчатые отсеки разгонные ступени, в которых расположены баки окислителя, баки горючего и ракетные двигатели. В ракете разгонные ступени последовательно соединяются друг с другом посредством поперечных стыков через межступенчатые отсеки. В этом конструктивном варианте сумма последующих ступеней может рассматриваться как полезный груз для предыдущих ступеней ракеты [2].
Однако конструкция этой ракеты имеет недостатки, заключающиеся в том, что отделение топливных баков происходит совместно с отделением ракетных двигателей, что накладывает ограничения на сокращение массы конструктивных элементов ракеты, не позволяя сохранить ракетные двигатели при необходимости.
Известна одноступенчатая ракета-носитель легкого класса, состоящая из двигательной установки с одним или несколькими жидкостными ракетными двигателями и топливного бака, причем одноступенчатая ракета-носитель оснащена одним-двумя дополнительными топливными баками, которые по тандемной схеме последовательно расположены на топливном баке ракеты-носителя с помощью проставки, при этом баки горючего и окислителя дополнительных топливных баков соединены трубопроводами с баками горючего и окислителя топливного бака одноступенчатой ракеты-носителя и установлены с возможностью отделения [3].
Однако конструкция этой ракеты имеет недостатки, заключающийся в том, что данный конструктивный вариант предполагает отделение дополнительных топливных баков только после выхода из слоев атмосферы. Причем данный конструктивный вариант не предусматривает способ отделения дополнительных топливных баков. Использует ракетные двигатели которые задействуются изначально при старте на протяжении всего полета, что накладывает дополнительные ограничения по применению данной конструкции.
Известна многоступенчатая ракета, взятая в качестве прототипа, содержащая корпус, ракетные двигатели, баки горючего, баки окислителя, межступенчатые отсеки, отсек для полезного груза и головной обтекатель, причем часть ракеты находящаяся выше отсека для полезного груза, разделена на сегменты (отсеки), сегменты размещены один над другим, причем баки горючего и окислителя размещены в каждом сегменте, причем каждый сегмент разделен на пропорциональные части, верхняя сторона каждого сегмента и верхняя сторона отсека для полезного груза, является головным обтекателем, перед отсеком для полезного груза, размещены топливные баки, связанные с ракетными двигателями [4].
Однако конструкция этой ракеты имеет недостатки, заключающийся в том, что данный конструктивный вариант осуществляет весь полет на одних ракетных двигателях. Данная схема отделения верхней сборки баков приведет к проливу остатков топлива из верхних баков на корпус ракеты и их попаданию в реактивную струю, с возможным последующим взрывом.
Известными способами нельзя разделить части конструкции заявляемой ракеты во время ее полета, так как известные способы включают: либо отделение дополнительных топливных баков моноблоком с ракетными двигателями, либо отделение дополнительных топливных баков осуществляют начиная с самого дальнего сегмента относительно ракетных двигателей, сегмент разъединяют на части в перпендикулярном направлении относительно продольной оси ракеты, причем опустошение дополнительных топливных баков происходит одной двигательной установкой [2, 4].
Однако эти способы обладают недостатком, не позволяющим разделить заявляемую ракету, ввиду ее конструктивных особенностей.
Целью данного изобретения является расширение сферы применения ракеты, повышения безопасности, увеличение дальности полета и/или массы полезного груза относительно прототипа, путем изменения характеристик действующих ракетных двигателей ракеты в процессе полета. А так же предотвращение пролива остатков топлива.
Задачей настоящего изобретения является создание возможности заменять действующие ракетные двигатели в процессе полета, при предшествующем и последующем отделении отработавших топливных баков без отделения ракетных двигателей многоступенчатой ракеты. Изолировать остаточное количество топливной массы при разделении топливного бака на части. Что в свою очередь приведет к увеличению возможной дальности полета ракеты и/или массы полезного груза относительно ракеты, по отношению к прототипу, предотвратит пролив остатков топлива, а так же расширит сферу ее применения.
Поставленная задача достигается тем, что многоступенчатая ракета, содержащая корпус, головной обтекатель, после которого последовательно расположены вдоль продольной оси ракеты по меньшей мере один сегмент (или отсек) содержащий бак горючего и окислителя, причем сегмент разделен вдоль продольной оси на пропорциональные части, и выполнен с возможностью отделения каждого сегмента от ракеты и разделения его на части; отсек для полезного груза; топливный отсек примыкающий к ракетным двигателям (двигательной установке), причем к ракетным двигателям с возможностью отделения примыкает продольно и/или поперечно продольной оси ракеты по меньшей мере одна дополнительная разгонная ступень, содержащая баки окислителя, баки горючего и ракетные двигатели, с возможностью потреблять топливо из сегментов, причем топливные баки в (разделяемой) части сегментов содержат с внутренней стороны перегородку из эластичного материала и/или топливные баки содержат по меньшей мере один эластичный топливный резервуар, изменяющий свой объем по мере наполнения, причем эластичный топливный резервуар содержит крепление с топливным баком через заборное устройство, с возможностью осуществления откачивания топлива из топливного бака, данная конструкция удерживает остаточный топливный запас при разделении топливного бака на части и осуществляет более полное использование топливного запаса.
Причем эластичный топливный резервуар закреплен с топливным баком по меньшей мере одной дополнительной гибкой связью с возможностью автоматического разъединения.
Причем эластичный топливный резервуар внутри содержит перпендикулярно продольной оси ракеты сетку и/или эластичную перфорированную перегородку, для предотвращения возмущений топливной массы и ее завихрений во время откачивания топлива.
Причем на внутренней стороне в верхней части топливного бака сегмента жестко закреплено вращающееся тело с приводом вращения, окруженное цилиндрический кожухом, цилиндрический кожух открытым концом примыкает жесткой связью к внутренней стороне топливного бака, причем в верхней части топливный резервуар содержит закрепленные гибкой связью тросы, которые второй свободной стороной закреплены на вращающемся теле, причем крепление резервуара из эластичного материала к заборному устройству выполнено через запорный клапан с возможностью автоматического разъединения, для помещения топливного резервуара в цилиндрический кожух после опустошения топливного бака и удерживания невыработанных остатков топливного запаса при разделении топливного бака на части.
Причем к внутренней стороне топливных баков сегментов, жесткой связью примыкает открытым концом дополнительный цилиндрический кожух, причем в центре крепления дополнительного цилиндрического кожуха на внутренней стороне топливного бака, расположено заборное устройство, для защиты остаточной топливной массы при не полном откачивании топлива.
Причем цилиндрический кожух и/или дополнительный цилиндрический кожух содержит крышку с автоматическим приводом закрытия, для усиления изоляции остаточного топливного запаса от турбулентных, инерционных и иных воздействий при разделении топливного бака на части.
Причем эластичный топливный резервуар содержит стравливающий клапан, для пропускания минимального количества топлива уравнивающего давление в образующейся пустоте.
Причем по меньшей мере одни ракетные двигатели выполнены составными, с возможностью отделения части ракетных двигателей, для улучшения соотношения ракетных двигателей к массе ракеты.
Причем по меньшей мере одни ракетные двигатели выполнены с возможностью отделения от ракеты, причем перед которыми установлены дополнительные ракетные двигатели, для улучшения соотношения ракетных двигателей к массе ракеты и корректировки степени расширения действующего сопла.
Причем по меньшей мере одни ракетные двигатели выполнены с возможностью изменять степень расширения сопла, для повышения эффективности работы ракетных двигателей при изменении высоты полета ракеты в слоях атмосферы.
Причем верхняя сторона отсека для полезного груза и/или по меньшей мере одного сегмента является головным обтекателем или содержит головной обтекатель.
Причем по меньшей мере один сегмент содержит в себе по меньшей мере один дополнительный отсек для полезного груза.
Причем по меньшей мере один сегмент содержит другой вид топлива в отличии от содержащегося топлива в остальных сегментах.
Причем по меньшей мере один головной обтекатель содержит или примыкает к топливному трубопроводу, для уменьшения нагрузки от термического воздействия на головной обтекатель.
Причем на внешней стороне корпуса по меньшей мере одного сегмента находится по меньшей мере один клапан, который содержит воздухозаборник и/или установлен под углом обеспечивающим воздействие лобового сопротивления атмосферы на клапан, для нагнетания воздуха при открытии клапана между частями сегмента, например в пространство между топливными баками или один из топливных баков, причем капан связывает внешнюю среду с внутренним пространством между частями дополнительного топливного отсека, служащий для нагнетания воздуха между частями дополнительного топливного отсека, что создает давление воздуха, которое используют совместно с приротолкателями или без таковых, для разъединения сегмента на части поперечно продольной оси ракеты и отделения частей сегмента от ракеты.
Причем воздухозаборник клапана дополнительного топливного отсека выполнен выдвижным и/или регулируемым, например поворотным и/или закрыт отстреливающейся заглушкой.
Причем способ отделения отработавших частей многоступенчатой ракеты, включающий запуск ракеты и последующие отделение отработавших топливных баков ракеты сегментом с верхней (самой дальней относительно ракетных двигателей) стороны ракеты и предшествующим или одновременным или последующим разъединением сегмента на части в перпендикулярном направлении относительно продольной оси ракеты, причем топливные баки с верхним отделением опустошают во время работы ракетных двигателей по меньшей мере одной дополнительной разгонной ступени, причем перед опустошением топливом и отделением дополнительной разгонной ступени, опустошают и отделяют по меньшей мере один сегмент с верхней стороны ракеты.
Причем после опустошения топливных баков горючего и окислителя по меньшей мере одного сегмента, отделяют отработанные дополнительные ракетные двигатели и запускают следующие ракетные двигатели или отделяют по меньшей мере один ракетный двигатель, для осуществления отделения части отработанной конструкции ракеты и приближения к оптимальному соотношению ракетных двигателей к оставшейся массе ракеты.
Причем многоступенчатая ракета, соответствующая по меньшей мере одному из предыдущих притязаний, как описано выше.
Заявляемое изобретение поясняется чертежами, где:
На фиг. 1 - изображена заявленная многоступенчатая ракета в предстартовом состоянии;
На фиг. 2 - изображена заявленная многоступенчатая ракета отделяющая первый сегмент;
На фиг. 3 - изображена заявленная многоступенчатая ракета отработавшая дополнительную разгонную ступень;
На фиг. 4 - изображена заявленная многоступенчатая ракета отделяющая второй сегмент;
Таким образом многоступенчатая ракета содержит корпус 1, размещенный в нем дополнительный топливный отсек 2 разделенный перпендикулярно продольной оси 3 ракеты на сегмент 4 (или отсек 4) и сегмент 5 (или отсек 5), с возможностью отделения от ракеты. Сегмент 4 содержит головной обтекатель 6, бак окислителя 7, бак горючего 8, причем сегмент 4 выполнен с возможностью разъединения на часть 9 и часть 10 радиально продольной оси 3, с помощью индивидуальных пиротолкателей "на чертеже не показаны". Сегмент 5 содержит головной обтекатель 11, бак окислителя 12, бак горючего 13, причем сегмент 5 выполнен с возможностью разъединения на часть 14 и часть 15 радиально продольной оси 3, с помощью индивидуальных пиротолкателей "на чертеже не показаны".
Сегмент 4 разделен на часть 9, часть 10 и сегмент разделен 5 на часть 14, часть 15 фланцевыми стыками "на чертеже не показаны" на пирокреплениях "на чертеже не показаны", причем баки 7, 8, 12 и 13 содержат эластичный топливный резервуар "на чертеже не показан" обладающим свойством изменять свой объем по мере наполнения и выполненный из максимально химически инертного материала или имеет слой инертного покрытия с внутренней стороны. Причем эластичный топливный резервуар "на чертеже не показан" внутри содержит перпендикулярно продольной оси ракеты сетку "на чертеже не показана" и/или эластичную перфорированную перегородку "на чертеже не показана", для предотвращения возмущений топливной массы и ее завихрений во время откачивания топлива.
Причем на внутренней стороне в верхней части бака 7, 8, 12 и 13 жестко закреплено вращающееся тело "на чертеже не показано" с приводом вращения "на чертеже не показан", осуществляющее вращение перпендикулярно продольной оси 3. Вращающееся тело "на чертеже не показано" окружено цилиндрическим кожухом "на чертеже не показан", цилиндрический кожух "на чертеже не показан" открытым концом примыкает жесткой связью к внутренней стороне бака 7, 8, 12 и 13 в каждом, в зависимости от местонахождения. Причем в верхней части эластичный топливный резервуар "на чертеже не показан" содержит закрепленные гибкой связью тросы "на чертеже не показаны", которые второй свободной стороной закреплены на вращающемся теле "на чертеже не показано", причем эластичный топливный резервуар "на чертеже не показан" содержит крепление к заборному устройству "на чертеже не показано", которое выполнено через запорный клапан "на чертеже не показан" с возможностью автоматической отсечки потока топлива и разъединения при достижении определенного, в частности полного опустошения эластичного топливного резервуара "на чертеже не показан" или по команде на основе данных полета ракеты. Заборное устройство "на чертеже не показано" расположено в самой нижней части баков 7, 8, 12 и 13. Цилиндрический кожух "на чертеже не показан" выполняет функцию защитного короба при разделении бака 7, 8, 12 и 13 на части, поэтому может быть выполнен в других формах и различных материалах, с достаточной толщиной для сохранении целостности. Цилиндрический кожух "на чертеже не показан" имеет минимальный размер требуемый для надежного (предотвращающее пролив топлива) помещения эластичного топливного резервуара после его опустошения.
К внутренней стороне баков 7, 8, 12 и 13, жесткой связью примыкает открытым концом дополнительный цилиндрический кожух "на чертеже не показан", причем в центре крепления дополнительного цилиндрического кожуха "на чертеже не показан" на внутренней стороне бака 7, 8, 12 и 13, расположено заборное устройство, причем объем внутреннего пространства дополнительного цилиндрического кожуха "на чертеже не показан" подбирают так, чтобы разместить остаточную топливную массу при не полном откачивании топлива с частью эластичного топливного резервуара "на чертеже не показан" вмещающего остаточное топливо.
Причем цилиндрический кожух "на чертеже не показан" и дополнительный цилиндрический кожух "на чертеже не показан" содержит крышку "на чертеже не показана" с автоматическим приводом закрытия "на чертеже не показан", для усиления изоляции остаточного топливного запаса от турбулентных, инерционных и иных воздействий при разделении топливного бака на части.
После дополнительного топливного отсека 2, вдоль продольной оси 3, расположен отсек для полезного груза 16 с головным обтекателем 17, топливный отсек 18 содержащий бак окислителя 19 и бак горючего 20, к которому примыкают ракетные двигатели 21 (двигательная установка).
Причем головной обтекатель 6, головной обтекатель 11 и головной обтекатель 17 содержат устройство "на чертеже не показано" разъединения топливных трубопроводов "на чертеже не показаны", содержащее: топливные клапаны "на чертеже не показаны" отработавшего отсека и отсека принимаемого нагрузку лобового сопротивления, ниппель "на чертеже не показан", заглушку "на чертеже не показана" для головного обтекателя 6, 11 и 17. Заглушка для головного обтекателя 6, 11 и 17, представляет собой часть головного обтекателя, закрепленного с нижней стороны на сервопривод "на чертеже не показан" и вынесенной при открытом положении в межсегментное пространство перед соответствующим головным обтекателем. Причем сервопривод выполнен пневмотелескопическим и закреплен на внутренней "непредназначенной для прямого воздействия атмосферы" стороне головного обтекателя и/или дугой опорной поверхности. Причем для закрытого положения упомянутой заглушки, головной обтекатель 6, 11 и 17 содержит опорную площадку "на чертеже не показана", например в виде опорного профиля выступающего по периметру отверстия. Так же заглушка для головного обтекателя выполнена с возможностью расширять свои стороны обращенные к сторонам головного обтекателя в закрытом положении, под воздействием лобового сопротивления, для дополнительной изоляции ракеты от термических воздействий.
К ракетным двигателям 21 через межступенчатый отсек 22 возможностью отделения примыкает разгонная ступень 23, содержащая бак окислителя 24, бак горючего 25 и ракетные двигатели 26.
Причем баки 7, 8, 12, 13, 19, 20, 24, 25 соединены трубопроводами "на чертеже не показаны "в единую систему, для возможности откачивания топлива из определенного бака, по средством открытия и закрытия клапанов "на чертеже не показаны" баков 7, 8, 12, 13, 19, 20, 24, 25.
Способ отделения отработанных частей многоступенчатой ракеты
Способ отделения отработанных частей многоступенчатой ракеты осуществляют следующим образом: после запуска двигателей 26 ракета ложится на заданный курс. При запуске двигателей 26 и последующей их работе, потребление топлива производят из баков 7, 8 сегмента 4. Подачу топлива из баков 7, 8 сегмента 4 в двигатели 26 осуществляют напрямую по топливному трубопроводу. Либо подают топливо из опустошаемых баков 7, 8 соответственно в баки 12, 13, затем в баки 19, 20, а после в баки 24, 25 путем одновременного их опустошения и наполнения за счет вышележащих топливных баков, с поддержанием в баках 12, 13, 19, 20, 24 и 25 максимального заполнения топливом и скорейшее опустошение баков 7, 8 сегмента 4 отделяемого первым.
После опустошения баков 7, 8, осуществляют отделение сегмента 4 от ракеты, путем расстыковки сегмента 4 с ракетой при помощи приротолкателя "на чертеже не показан", и предшествующим или одновременным или последующим разъединением сегмента 4 на части приротолкателями "на чертеже не показаны" на часть 9 и часть 10 перпендикулярно продольной оси 3, за счет импульса расстыковки между собой и последующего воздействия атмосферного лобового сопротивления проникающего в пространство между частью 9, частью 10 и сегментом 5. Таким образом часть 9 и часть 10 смещают в безопасную для полета ракеты зону.
После отделения сегмента 4 от ракеты, производят откачивание топлива из баков 24 и 25 разгонной ступени 23, причем головной обтекатель 11, принимает на себя нагрузку лобового сопротивления ракеты с атмосферой.
После опустошения баков 24, 25 отделяют разгонную ступень 23 и запускают ракетные двигатели 21. При запуске двигателей 21 и последующей их работе, потребление топлива производят из баков 12, 13 сегмента 5. Подача топлива из баков 12, 13 в двигатели 21 осуществляют напрямую по топливному трубопроводу. Либо подают топливо из опустошаемых баков 12, 13 соответственно в баки 19, 20 путем одновременного их опустошения и наполнения за счет вышележащих баков 12, 13, с поддержанием в баках 12 и 13 максимального заполнения топливом.
Причем опустошение баков 7, 8 сегмента 4 и баков 12, 13 сегмента 5 производят откачиванием топлива заборным устройством "на чертеже не показано" из эластичного топливного резервуара "на чертеже не показано". По мере откачивания топлива, эластичный топливный резервуар "на чертеже не показан" накручивают на вращающееся тело "на чертеже не показано" с созданием постоянного натяжения эластичного топливного резервуара "на чертеже не показан", с силой натяжения не превышающей величину способную его повредить. По окончанию откачивания топлива из сегмента 4 или сегмента 5, осуществляют отсечку потока топлива из эластичного топливного резервуара "на чертеже не показан", путем закрытия запорного клапана "на чертеже не показан" и разъединения эластичного топливного резервуара "на чертеже не показан" от заборного устройства "на чертеже не показан", при достижении определенного, в частности полного опустошения эластичного топливного резервуара "на чертеже не показан" или по команде на основе данных полета ракеты. Далее эластичный топливный резервуар "на чертеже не показан" перемещают в защитный цилиндр "на чертеже не показан" тросами "на чертеже не показаны" и/или в дополнительный защитный цилиндр "на чертеже не показан" за счет откачивания оставшегося топлива при натянутых тросах "на чертеже не показаны", до полного погружения эластичного топливного резервуара "на чертеже не показан" за стенки защитного цилиндра "на чертеже не показан". Затем цилиндрический кожух "на чертеже не показан" закрывают крышкой при помощи автоматического привода закрытия "на чертеже не показан" с полным или не полным закрытием, в зависимости от степени опустошения топлива из эластичного топливного резервуара "на чертеже не показан. Причем по мере опустошения топливного резервуара, давление в баках сегмента 4 и сегмента 5 уравнивают при помощи стравливающего капана на топливном резервуаре и/или распылителем системы наддува.
После опустошения баков 12, 13 осуществляют отделение сегмента 5 от ракеты, путем отделения сегмента 5 с ракетой при помощи приротолкателя "на чертеже не показан", и предшествующим или одновременным или последующим разъединением сегмента 5 на части приротолкателями "на чертеже не показаны" на часть 14 и часть 15 перпендикулярно продольной оси 3, за счет импульса расстыковки между собой и последующего воздействия атмосферного лобового сопротивления проникающего в пространство между частью 14, частью 15 и отсеком для полезного груза 16. Таким образом часть 14 и часть 15 смещают в безопасную для полета ракеты зону.
Расчетный угол и скорость поворота части 9, части 10 и части 14, части 15 относительно ракеты выбирают такими, чтобы обеспечить траекторию увода части 9, части 10 и части 14, части 15, исключающую повреждение конструкции ракеты (что особенно важно для многоразового основного разгонного блока). Отталкивающая сила для расстыковки и сдвига части 9, части 10 и части 14, части 15 также может быть создана либо толкателями (пружинными, пневматическими или гидравлическими), либо газодинамическими (специальными пороховыми реактивными двигателями или реактивными двигателями, использующими сброс газов наддува из баков дополнительных разгонных блоков), либо комбинацией этих способов.
Причем при отделении сегмента 4 и сегмента 5 отделение топливной системы осуществляют в три этапа: а) последовательно закрывают топливные клапаны "на чертеже не показаны" отработавшего отсека, затем отсека принимаемого нагрузку лобового сопротивления б) отсоединяют ниппель "на чертеже не показан" в один из отсеков в) закрывают отверстие головного обтекателя заглушкой "на чертеже не показана" для головного обтекателя 6, 11 и 17 соответственно. Заглушку головного обтекателя 6, 11 и 17 перемещают на опорную площадку "на чертеже не показана" соответствующего головного обтекателя пневмотелескопическим сервоприводом "на чертеже не показан". Причем закрытие необходимых отверстий "на чертеже не показаны" проходящих через головной обтекатель 6, 11 и 17, для креплений сегмента 4 и сегмента 5 "например переходной фермы" осуществляют заглушкой головного обтекателя 6, 11 и 17 по вышеописанной схеме.
После отделения сегмента 5 от ракеты, производят откачивание топлива из баков 19 и 20 топливного отсека 18, а головной обтекатель 17 принимает на себя нагрузку лобового сопротивления ракеты с атмосферой "например вариант когда ракета вновь входит в слои атмосферы или не выходит из них".
Данная конструкция многоступенчатой ракеты, повышает безопасность разделения топливных баков на части, путем предотвращения пролива остатков топлива, позволяет увеличить дальность полета ракеты и/или массы полезного груза относительно прототипа, путем улучшения соотношения двигательной установки к массе ракеты и корректировки степени расширения сопла ракетных двигателей во время полета. Так же данная схема конструкции расширит сферу применения ракет, например в качестве космической или крылатой ракеты.
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ
1. Б.В. Грабин, О.И. Давыдов, В.И. Жихарев, А.А. Золотов, А.А. Иванов, В.К. Свердюк, Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов, Москва, Машиностроение, 1991, в главе I «методологические основы конструирования ракет-носителей» С. 14.
2. В.И. Феодосьев, Основы техники ракетного полета, Москва, Главная редакция физико-математической литературы «Наука», 1979, во II главе «Основы устройства баллистических ракет дальнего действия и ракет-носителей» С. 64-65.
3. Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса: пат.2532321 Рос.Федерация: МПК B64G 1/22 / Бюл. №17. / Б.И. Савельев; дата публ.: 20.06.2014.
4. Многоступенчатая ракета и головной способ отделения отработанных частей: заявка 201600177 ЕАПО: МПК F42B 15/12; B64G 1/00; B64G 1/22 / Бюл. №2017-07 / Р.А. Степанян; дата публ.: 31.07.2017 - прототип.