DE69228068T2

DE69228068T2 - Antriebs- und energieversorgungssystem für einen satelliten

Info

Publication number: DE69228068T2
Application number: DE69228068T
Authority: DE
Inventors: Dale L. Rancho Palos Verdes Ca 90274 Hook; Gary W. Torrance Ca 90503 Joseph; Robert L. Rancho Palos Verdes Ca 90274 Sackhein
Original assignee: TRW Inc
Current assignee: Northrop Grumman Corp
Priority date: 1991-08-21
Filing date: 1992-08-07
Publication date: 1999-05-20
Anticipated expiration: 2012-08-08
Also published as: CA2110057A1; WO1993003962A2; US5572865A; AU671402B2; AU2098592A; AU663095B2; DE69228068D1; US5417049A; WO1993003962A3; AU1505595A; CA2110057C; EP0620895A1; EP0620895B1

Description

Satellitenantriebs- und -leistungssystem

Die Erfindung betrifft im allgemeinen Raketenantriebssysteme und im besonderen Raketenantriebssysteme zum Einbringen und Halten eines Raumfahrzeuges in planetarischen Umlaufbahnen. Obwohl die Erfindung volle Anwendung bei einem unbemannten Raumfahrzeug findet, betrifft sie speziell das in eine Flugbahn Bringen und in geostationären Umlaufbahnen Halten von Satelliten. Typischerweise umfaßt das Einbringen eines geostationären Satelliten in eine Umlaufbahn drei wesentliche Einsatzphasen. Erst wird der Satellit entweder als Teil der Nutzlast eines Weltraumtransporter oder auf einer herkömmlichen nicht wieder verwendbaren Trägerrakete in die niedrige Erdumlaufbahn nicht weit oberhalb der Erdatmosphäre eingebracht. In der zweiten Phase wird das Apogäum oder der höchste Punkt der Satellitenumlaufbahn durch eine oder mehrere Raketen-"Zündungen" an einer ausgewählten Stelle der Umlaufbahn erhöht, bis das Apogäum näherungsweise in geostationärer Höhe ist. Schließlich erhält der Satellit einen Apogäum- "Kick", d. h. eine zusätzliche Raketenzündung im Apogäum, die die Umlaufbahn in eine kreisförmige Umlaufbahn in geostationärer Höhe übergehen läßt.
Auf der Umlaufbahn werden die Raketenmotoren für zwei weitere Funktionen verwendet: Positionshalte- und Lagesteuerung, die manchmal zusammenfassend als Reaktions-Steuerungs-System-(RCS)- Funktionen bezeichnet werden. Üblicherweise sollen Satelliten einen speziellen "Standort" in Bezug zu der Erdoberfläche beibehalten. Eine Beibehaltung dieses Standorts erfordert den Aufwand von Energie, auch wenn die Umlaufbahn theoretisch selbsterhaltend und geostationär ist. Verschiedene Faktoren, wie die nicht kugelförmige Beschaffenheit der Erde, Gravitationseinflüsse des Mondes und der Sonne usw., erfordern den Umlauf von Zeit zu Zeit zu korrigieren, wenn der erwünschte Standort beibehalten werden soll. Lagesteuerung ist schlicht die Verwendung von mehrfachen Raketenmotoren an dem Träger, um eine spezielle Winkelstellung des Trägers beizubehalten. Dies kann beispielsweise nötig sein, um eine Antenne oder andere Sensoren auf die Erde, die Sonne oder einen Stern zu richten.
Mit einem sich auf einer Umlaufbahn befindlichen Raumfahrzeug verbundene Raketenmotoren können verwendet werden, um die verschiedenen Funktionen für einen Umlaufbahnübergang, eine Positionshalte- und Lagesteuerung durchzuführen. Leider sind die für diese Funktionen geforderten Leistungscharakteristika nicht identisch. Eine Leistungszahl, die bei einem Vergleich von Raketenmotoren oft verwendet wird, ist der spezifische Impuls Isp, der als der durch einen Motor entwickelte Schub pro Einheit eines Treibstoffmassenstromes definiert ist. Wenn der Schub in Pound und der Strom in Pound pro Sekunde gemessen wird, dann sind die Maßeinheiten des spezifischen Impulses Sekunden. Der spezifische Impuls entspricht einer Meilen-pro-Gallone-Größe für ein Kraftfahrzeug, da er mißt, wieviel Schub für eine Einheit des Kraftstoffstromes entwickelt wird.
Ein anderes Maß der Leistung ist natürlich die durch den Motor erzeugte Schubkraft. Für die schnelle Beschleunigung, wie sie bei Übergängen zu geostationären Umlaufbahnen, insbesondere in der Apogäum-"Kick"-Phase des Einsatzes gefordert ist, ist ein Motor mit einem relativ großen Schub erforderlich, der möglicherweise bis zu einigen Tausend Pound Schubkraft erzeugt. Der spezifische Impuls ist auch wichtig und sollte im Bereich von 300-400 Sekunden liegen. Für eine Positionshalte- und Lagesteuerung ist hoher Schub nicht so wichtig, da die meisten Positionshalte- und Lagesteuerungsmanöver mit Raketenmotorenzündungen niedrigen Schubs ausgeführt werden können. Jedenfalls ist Kraftstoffeinsparung und Haltbarkeit des Motors für die bei diesen Vorgängen verwendeten Raketenmotoren sehr wichtig. Raketen dieses Typs werden während eines Einsatzes, der bis zu 10 Jahre dauern kann, wiederholt verwendet, und daher ist eine Motorhaltbarkeit wichtig. Kühlen der kleinen Motoren, die für RCS- Funktionen verwendet werden, ist aufgrund ihrer kleinen ther misch abstrahlenden Oberflächen schwierig. Daher kann jeder lang andauernde Betrieb die Schubkammer schmelzen. Jedenfalls kann die Haltbarkeit durch Verwendung spezieller Materialien verbessert werden, wie COLUMBIUM, das den in der Verbrennungskammer erzeugten 4000ºF-5000ºF (2204ºC-2760ºC) hohen Temperaturen standhalten kann.
In der Vergangenheit machte es der Ansatz, der verfolgt wurde, um einen Satelliten in eine Umlaufbahn zu bringen, typischerweise notwendig, mehrfache Treibstoffe und Motorensysteme für zwei Aufgaben zu verwenden. Beispielsweise werden eine Feststoffrakete für den Apogäum-Kick-Motor und katalytische Hydrazinmotoren für die Triebwerke des Positionshalte- und Lagesteuerungssystems verwendet. An sich ist dieser traditionelle Ansatz nicht falsch, abgesehen davon, daß die Verwendung von zwei getrennten Antriebssystemen die Größe und die nutzbare Zuladung stark begrenzt, die in eine Umlaufbahn gebracht und dort gehalten werden kann.
Ein Ansatz ist in FR-A-2640579 von Hubert et al. offenbart, der ein Raumfahrzeug mit vergrößerter Kraftstoffmenge zum Positionshalten betrifft und das Zweikomponententreibstoff- und Einkomponententreibstoffmotoren oder -triebwerke umfaßt. Aber dieses Motor- und Triebwerkssystem hält eine größere Zuladung nicht für eine vorgegebene Zeit in einer Umlaufbahn oder hält dieselbe Zuladung nicht länger als die vorliegenden Systeme in einer Umlaufbahn.
Ein anderer Ansatz ist in GB-A-1089055 von Andrews offenbart, der eine kombinierte Verbrennungskammer und Vortriebsdüse für einen Raketenmotor betrifft, der von der Art ist, die einen Verbrennungsbereich, zu dem ein Oxidator- und Flüssigkeitskraftstoff zugeführt wird, und eine eingezogene Düse definiert, die mit dem Verbrennungsbereich in Verbindung steht. Hier besteht jedoch die Begrenzung der Größe und der nutzbaren Zuladung, die mit der kombinierten Verbrennungskammer und Düse dieses Systems in eine Umlaufbahn eingebracht und dort gehalten werden kann.
Einige Verbesserungen können erreicht werden, wenn ein integriertes Zweikomponententreibstoffsystem verwendet wird, in dem sowohl der Apogäum-"Kick"-Motor als auch die RCS-Triebwerke ein Kraftstoffsystem für Zweikomponententreibstoff verwenden, wie Monomethyl-Hydrazin (MMH) als Kraftstoff und Stickstofftetroxid (N&sub2;O&sub4;) als Oxidator. Es gibt jedoch noch Freiraum für zusätzliche Verbesserungen der Zuladung, die für einen bestimmten Einsatz in eine Umlaufbahn gebracht werden kann. Eine andere Art das Problem zu betrachten ist, daß es Freiraum für Verbesserungen des Zeitraumes gibt, in dem eine bestimmte Zuladung eines Raumfahrzeuges in einer Umlaufbahn gehalten werden kann. Mit einem leistungsfähigeren Antriebssystem kann eine größere Zuladung für eine bestimmte Zeit in einer Umlaufbahn gehalten werden oder dieselbe Zuladung kann für eine längere Zeit in einer Umlaufbahn gehalten werden.
In einer Ausführungsform stellt die vorliegende Erfindung ein leistungsfähigeres Antriebssystem zur Verfügung, das für Raumfahrzeugsprogramme für geostationäre und anderer Einsätze hohen Energiebedarfs geeignet ist. Die bevorzugte Ausführungsform betrifft ein gekühltes Zweikomponententreibstofftriebwerk zur Steuerung der Position und Lage eines Raumfahrzeuges auf der Umlaufbahn.

Zusammenfassung der Erfindung

In einer Ausführungsform verwirklicht sich die vorliegende Erfindung in einem Antriebssystem für ein Raumfahrzeug, das einen für eine Apogäum-Kick-Phase eines Einsatzes benutzten Apogäum- Motor und ein Triebwerk zur Positionshalte- und Lagesteuerung des Raumfahrzeuges aufweist. Das Triebwerk umfaßt einen ersten Tank eines nicht kryogenen Treibstoffes, der aus im wesentlichen reinem Hydrazin in einem flüssigen Zustand besteht, und einen zweiten Tank, der einen nicht kryogenen Oxidator in einem flüssigen Zustand beinhaltet. Der Oxidator kann Stickstofftetroxid, flüssigen Sauerstoff, Stickstofftetrafluorid oder Kombinationen hiervon umfassen. Der Hydrazintank und der Oxidatortank führen während der Apogäum-Kick-Phase bei dem Einsatz des Raumfahrzeuges dem Apogäum-Motor Kraftstoff zu, und während Positionshalte- und Lagesteuerungsphasen bei dem Einsatz wird das Triebwerk durch dieselben Hydrazin- und Oxidatortanks versorgt.
Das Triebwerk umfaßt einen ersten Körper, der eine erste Reaktionskammer definiert, die ein katalytisches Bett aus Zerfallsmaterial in sich aufweist. Das Triebwerk umfaßt zusätzlich einen zweiten Körper, der eine innere Oberfläche aufweist, die eine zweite Reaktionskammer definiert. Des weiteren umfaßt das Triebwerk Einrichtungen, um das flüssige Hydrazin aus dessen Tank der ersten Reaktionskammer zuzuführen, um exothermisch mit dem katalytischen Bett aus Zerfallsmaterial zu reagieren und eine erste Gruppe von Reaktionsgasen zu erzeugen, wobei die Reaktionsgase von der ersten Reaktionskammer in die zweite Reaktionskammer strömen und den zweiten Körper erwärmen.
Zusätzlich umfaßt das Triebwerk wenigstens einen Durchgang, der in dem zweiten Körper ausgebildet ist, wobei der Durchgang einen Einlaß und einen Auslaß hat. Der Einlaß ist so verbunden, daß er den nicht kryogenen Oxidator, während er in einem flüssigen Zustand ist, von dem Oxidatortank erhält, wobei der flüssige durch einen ersten Teil des Durchganges strömende Oxidator ausreichend Wärme von dem zweiten Körper aufnimmt, um anfänglich einen Bruchteil des nicht kryogenen flüssigen Oxidators in eine erwärmte Gasphase umzuwandeln. Der Oxidator strömt durch andere Teile des Durchganges weiter, um ausreichend Wärme von dem zweiten Körper aufzunehmen, um den Oxidator im wesentlichen vollständig in eine Gasphase umzuwandeln. Der Phasenübergang des Oxidators von Flüssigkeit zu Gas dient zur Kühlung des Triebwerks während Verbrennungen niedrigen Schubs für Positionshalte- und Lagesteuerungsmanöver des Raumfahrzeuges.
Des weiteren umfaßt das Triebwerk Einrichtungen, um den gasförmigen Oxidator von dem Auslaß des Durchganges der zweiten Reaktionskammer zuzuführen, damit er als ein Gas mit den aus der ersten Reaktionskammer strömenden Reaktionsgasen reagiert, um zur Durchführung einer Positionshalte- und Lagesteuerung des Raumfahrzeuges ausreichend Energie bereitzustellen.
Der flüssige Oxidator des Systems kann ausreichend in den Durchgang strömen, um bei einer Temperatur von etwa 250ºF bis 300ºF (121ºC bis 149ºC) den Oxidator in ein überhitztes Gas umzuwandeln.
Das Triebwerk des Systems kann des weiteren Strömungsverwirbelungseinrichtungen in den Durchgängen zum Verwirbeln des Oxidators umfassen, um eine Wärmeübertragung und eine Entfernung des Oxidators aus dem Durchgang zu fördern.
Das Triebwerk des Systems kann zusätzlich eine Vielzahl von im wesentlichen parallelen Leitungen in dem zweiten Körper, die langgestreckt und an ihren Enden miteinander verbunden sind, um einen schlangenlinienförmigen Strömungskanal für den Oxidator zu bilden, der radial nach innen von dem Einlaß zu dem Auslaß fortschreitet, und mit dem Auslaß verbundene Injektoren, um das überhitzte Oxidatorgas in die zweite Reaktionskammer einzuspritzen, umfassen. Die Injektoren können das Oxidatorgas unter einem Winkel in die zweite Reaktionskammer einspritzen, um es mit von einem zentralen Reaktionsgasinjektor strömenden Gas zu mischen.
In einer Ausführungsform verwendet das Antriebssystem sowohl im Einkomponententreibstoff- oder Zweikomponententreibstoffbetrieb für Umlaufbahnübergänge hohen Schubes als auch im Einkomponententreibstoff- und Zweikomponententreibstoffbetrieb zur Positionshalte- und Lagesteuerung denselben Kraftstoff, um den Treibstoffgewichtsbedarf zu verringern und die Zuladung zu vergrößern, die in eine gewünschte Umlaufbahn gebracht und dort gehalten werden kann. Kurz und allgemein formuliert, umfaßt das Antriebssystem der Erfindung einen Zweikomponententreibstoffmotor hohen Schubes für flüssigen Kraftstoff, einen Tank für flüssigen Kraftstoff und einen Oxidatortank, der mit dem Motor hohen Schubes verbunden ist, und eine Vielzahl von gekühlten Zweikomponententreibstofftriebwerken, die für eine Positionshalte- und Lagesteuerung im Einkomponententreibstoff- oder einem Zweikomponen tentreibstoffbetrieb arbeiten. Die gekühlten Zweikomponententreibstofftriebwerke sind mit demselben Tank für flüssigen Kraftstoff verbunden und verwenden denselben Kraftstoff wie der Motor hohen Schubes, um bei vorgegebenen Einsatzanforderungen eine wesentliche Einsparung an Treibstoffmasse und Trägheitsmasse des Antriebssystems zu ermöglichen. Daher kann eine höhere effektive Zuladung für eine größere Dauer in eine gewünschte Umlaufbahn eingebracht und dort gehalten werden, als wenn herkömmlicherere Antriebssysteme verwendet werden.
Der in dem Antriebssystem der Erfindung verwendete flüssige Kraftstoff ist im spezielleren reines Hydrazin. Der Oxidator kann Stickstofftetroxid (N&sub2;O&sub4;), flüssiger Sauerstoff, Stickstofftrifluorid (NF&sub3;), Stickstofftetrafluorid (N&sub2;F&sub4;) oder Kombinationen dieser Substanzen sein. Optional können die RCS-Triebwerke zumindest ein gekühltes Zweikomponententreibstofftriebwerk zur Steuerung der Position und der Lage eines Raumfahrzeuges auf der Umlaufbahn umfassen. Das gekühlte Zweikomponententreibstofftriebwerk der bevorzugten Ausführungsform verwendet Hydrazinkraftstoff und einen Oxidator. Der Hydrazinkraftstoff wird in einer ersten Kammer in einem katalytischen Bett aus Zerfallsmaterial zersetzt und erzeugt zumindest ein Reaktionsgas, das zu der zweiten Reaktionskammer strömt. Die zweite Reaktionskammer wird durch das Reaktionsgas erwärmt, wird aber durch den flüssigen Oxidator in einer Wärmeaustauschbeziehung mit der zweiten Reaktionskammer gekühlt. Die Wärmeaustauschbeziehung überträgt Wärme von der zweiten Reaktionskammer zu dem Oxidator und der Oxidator nimmt die Wärme auf und wird in ein Gas umgewandelt. Der gasförmige Oxidator wird der zweiten Reaktionskammer zugeführt, um nebengeordnet mit den Reaktionsgasen zu reagieren.
Vorzugsweise umfaßt das Verfahren zum Betrieb des Motors hohen Schubes und der gekühlten Zweikomponententreibstofftriebwerke Einrichtungen zur Verringerung einer unerwünschten Verbrennung von Kraftstoff in der Kraftstoffleitung vor der Verbrennungskammer nach einem Abschalten. Eine Möglichkeit ist, die Kraftstoffleitung mit einem inerten Gas auszublasen. Eine andere ist, dem Öffnen des Oxidatorsventils vorausgehend das Kraftstoffventil zu öffnen und dem Schließen des Kraftstoffventils vorausgehend das Oxidatorventil zu schließen, um zu gewährleisten, daß der gesamte Oxidator reagiert hat.
Aus dem vorhergehenden wird ersichtlich, daß die vorliegende Erfindung einen deutlichen Fortschritt auf dem Gebiet der Raketenantriebssysteme darstellt. Weil das System der Erfindung sowohl für Zweikomponententreibstoff- als auch für Einkomponententreibstoffantriebsarten denselben flüssigen Kraftstoff, Hydrazin, verwendet, ergibt sich hier bei einem beliebigen Einsatz insbesondere eine resultierende Einsparung an Treibstoffmasse und Trägheitsmasse des Antriebssystems und mehr Zuladung kann in eine gewünschte Umlaufbahn eingebracht und dort gehalten werden. Andere Gesichtspunkte und Vorteile dieser Erfindung werden in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen aus der folgenden detaillierteren Beschreibung ersichtlich.

Kurzbeschreibung der Zeichnungen

Fig. 1 ist ein graphischer Vergleich von drei Antriebssystemen, die (a) einen Motor für festen Treibstoff hohen Schubes und ein katalytisches Hydrazintriebwerk, (b) ein integriertes Zweikomponententreibstoffsystem, das sowohl für einen Motor hohen Schubes als auch für Triebwerke der Reaktiv- Steuerungs-Systeme Monomethyl-Hydrazin-Kraftstoff verwendet, und c) das Dualbetriebs-Antriebssystem einer Ausführungsform dieser Erfindung umfassen,
Fig. 2 ist eine schematische Darstellung des Dualbetriebs- Antriebssystems der Erfindung und umfaßt ein gekühltes Zweikomponententreibstofftriebwerk,
Fig. 3 ist eine graphische Querschnittsansicht, die einen Betrieb eines koaxialen Injektors zur Verwendung in dem Motor hohen Schubes veranschaulicht, der Teil der Erfindung ist,
Fig. 4 ist eine unvollständige Querschnittsansicht des koaxialen Injektors, der in dem Motor hohen Schubes verwendet wird, der Teil der Erfindung ist,
Fig. 5 ist eine zur Fig. 4 ähnliche Ansicht, die aber zusätzlich einen Tank für inerten Stickstoff und ein Ausblassteu erventil zum Ausblasen der Kraftstoffleitung bei Abschaltungen zeigt,
Fig. 6 ist eine Querschnittsansicht des gekühlten Zweikomponententreibstofftriebwerks gemäß der bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung,
Fig. 7 ist eine Querschnittsansicht des gekühlten Zweikomponententreibstofftriebwerks, die die Einspritz- und Kühldurchgänge im wesentlichen entlang der Linie 7-7 von Fig. 6 veranschaulicht,
Fig. 8 ist eine Querschnittsansicht des gekühlten Zweikomponententreibstofftriebwerks im wesentlichen entlang der Linie 8-8 von Fig. 6 und veranschaulicht die Einspritz- und Kühldurchgänge,
Fig. 9 ist eine Querschnittsansicht des gekühlten Zweikomponententreibstofftriebwerks im wesentlichen entlang der Linie 9-9 von Fig. 6 und veranschaulicht die Kühldurchgänge,
Fig. 10 ist eine Querschnittsansicht des gekühlten Zweikomponententreibstofftriebwerks im wesentlichen entlang der Linie 10-10 von Fig. 6 und veranschaulicht eine andere Ansicht der Kühldurchgänge, und
Fig. 11 ist eine Querschnittsansicht des gekühlten Zweikomponententreibstofftriebwerks im wesentlichen entlang der Linie 11-11 von Fig. 6 und veranschaulicht eine weitere andere Ansicht der Kühldurchgänge.

Detaillierte Beschreibung der Erfindung

Wie in den Zeichnungen zur Veranschaulichung gezeigt ist, betrifft eine Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ein neuartiges Antriebssystem, das insbesondere für geostationäre Raumfahrzeugseinsätze gut geeignet ist. In der Vergangenheit wurden mehrfache Antriebssysteme oder integrierte Zweikomponententreibstoffsysteme benutzt, um ein Raumfahrzeug in eine geostationäre Umlaufbahn zu bringen und es auf der Umlaufbahn zu halten.
Gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Verwendung verwendet ein Dualbetriebs-Antriebssystem bei einem Zweikomponetentreibstoffbetrieb zum Einsteuern in eine geostationäre Umlauf bahn und für die bevorzugte Ausführungsform eines gekühlten Zweikomponententreibstofftriebwerkes für Positionshalte- und Lagesteuerung denselben Kraftstoff, reines Hydrazin. Fig. 1 vergleicht drei Gruppen von Antriebssystemen, die eine Ausführungsform der vorliegenden Erfindung für einen typischen Einsatz umfassen. Das gesamte Ladungsgewicht, das in eine Übergangsumlaufbahn zwischen einer niedrigen Erdumlaufbahn und einer geostationären Umlaufbahn gebracht wird, wird für alle drei Fälle als gleich vorausgesetzt, nämlich 11.600 lbs. (5262 kg). Der Einsatz umfaßt die Verwendung eines Apogäum-Kick-Motors, um einen Übergang in eine geostationäre Umlaufbahn zu bewirken, und einen angenommenen Zeitraum von 10 Jahren für Positionshalte- und Lagesteuerungstätigkeiten.
Bei einem herkömmlichen Ansatz, der auf der linken Seite der Fig. 1 gezeigt und durch (a) angegeben ist, wird eine Feststoffrakete für den Übergang in eine geostationäre Umlaufbahn verwendet, und mehrfache katalytische Hydrazintriebwerke werden für Positionshalte- und Lagesteuerungsaufgaben verwendet. Die gesamte Treibstofflast ist mit 6763 lbs. (3068 kg) veranschlagt. Der verbleibende Teil des Gesamtgewichtes des Träger ist die Trägheitsmasse des Antriebssystems, die mit 742 lbs. (337 kg) veranschlagt ist. Die Zuladung, die in die Umlaufbahn gebracht wird, beträgt ohne den verbleibenden Kraftstoff und den trägen Teil des Antriebs 4095 lbs. (1857 kg).
Bei einem integrierten Zweikomponententreibstoffantriebssystem, das in der Mitte der Fig. 1 veranschaulicht und durch (b) angegeben ist, wird derselbe Kraftstoff in allen Phasen des Einsatzes verwendet, nämlich Monomethyl-Hydrazin (MMH) mit Stickstofftetroxid (N&sub2;O&sub4;) als Oxidator. Der Treibstoffbedarf ist auf 6345 lbs. (2878 kg) und der träge Anteil des Antriebssystems auf 545 lbs. (247 kg) verringert, wodurch die Nutzlast um etwa 15% auf 4710 lbs. (2136 kg) vergrößert ist.
Bei dem Antriebssystem einer Ausführungsform der Erfindung, das auf der rechten Seite der Fig. 1 veranschaulicht und durch c) angegeben ist, wird reines Hydrazin (N&sub2;H&sub4;) in beiden Phasen des Einsatzes als Kraftstoff verwendet, wird aber für die Apogäum- "Kick"-Phase in einem Zweikomponententreibstoffbetrieb und in einem Einkomponententreibstoff- oder Zweikomponententreibstoffbetrieb in dem gekühlten Zweikomponententreibstofftriebwerk zur Positionshalte- und Lagesteuerung verwendet. Das gesamte Treibstoffgewicht ist auf 6218 lbs. (2820 kg) reduziert und ein träger Masseanteil auf 464 lbs. (210 kg). Eine Nutzlast ist auf 4919 lbs. (2231 kg) vergrößert, was einer Vergrößerung von etwa 20% gegenüber den herkömmlichen Antriebssystemen auf der linken Seite der Fig. 1 entspricht.
Fig. 2 zeigt graphisch eine typische Anordnung des Antriebssystems gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.
Die Anordnung umfaßt einen für die Apogäum-Kick-Phase eines Einsatzes verwendeten Flüssigkeits-Apogäum-Motor 10. Es ist verständlich, daß dort anstelle des einen gezeigten mehrfache Apogäum-Motoren sein können. Der Apogäum-Motor 10 wird von dem Hydrazintank 12 mit Kraftstoff und von einem Oxidatortank 14 mit Oxidator versorgt. Die Tanks 12 und 14 sind in herkömmlicher Weise unter Verwendung eines Druckmittelversorgungstanks 16, der ein unter Druck gesetztes inertes Gas wie Helium oder Stickstoff enthält, mit Druck beaufschlagt.
Der Hydrazinkraftstofftank 12 und der Oxidatortank 14 sind durch die geeigneten Versorgungsleitungen 18 und 18' und die geeigneten Ventilen 20, 20' und 20a-d mit den Triebwerken 10 und 70 verbunden.
Der verwendete Oxidator kann Stickstofftetroxid (N&sub2;O&sub4;) oder andere höher energetische Oxidatoren sein, wie flüssiger Sauerstoff, Stickstofftrifluorid (NF&sub3;), Stickstofftetrafluorid (N&sub2;F&sub4;) oder Kombinationen davon.
Gemäß der bevorzugten Ausführungsform dieser Erfindung kann ein gekühltes Zweikomponententreibstofftriebwerk 70 zur Positionshalte- und Lagesteuerung verwendet werden. Fig. 6-11 zeigen das gekühlte Zweikomponententreibstofftriebwerk 70. Das gekühlte Zweikomponententreibstofftriebwerk hat eine herkömmliche N&sub2;H&sub4;- Zerfallskammer 72. Das TRW-Zweikomponententreibstoff-Strahltriebwerk, das einen Schub von vier (4) Pound hat (auch als TRW MRE-4 bezeichnet), repräsentiert den Typ einer Zerfallskammer, der in dieser bevorzugten Ausführungsform für die Zerfallskammer 72 verwendet ist. Das Hydrazin strömt von der Einlaßleitung 18 durch die kavitierende Strömungssteuerungsregelklappe 20d, um mit einem katalytischen Bett aus Zerfallsmaterial 74 zu reagieren, wie dem als SHELL®405-Katalysator bekannten Iridium- Aluminiumoxidkatalysator, aber ohne auf diesen beschränkt zu sein. Die hoch exotherme Reaktion zwischen dem katalytischen Bett aus Zerfallsmaterial 74 und dem Hydrazin erzeugt eine Gruppe von Reaktionsgasen, die Ammoniak, Wasserstoff und Stickstoff umfassen. Diese Reaktion findet näherungsweise bei einer Temperatur von 1700ºF (927ºC) statt. Die Reaktionsgase werden durch Injektoren 80 zu der zweiten Reaktionskammer übertragen, die durch das Triebwerksgehäuse 90 definiert ist. Während es für Fachleute auf dem Gebiet verständlich ist, daß mehrere unterschiedliche Konfigurationen der Injektoren 80 verwendet werden können, verwendet die bevorzugte Ausführungsform vier Injektoren 80, die symmetrisch beabstandet und jeweils näherungsweise 0,100 inch (2,54 mm) im Durchmesser sind. Die Einspritzung der Reaktionsgase ist schematisch gezeigt, um entlang der gestrichelten Linie 84 stattzufinden.
Der flüssige Oxidator, der aus Stickstofftetroxid (N&sub2;O&sub4;) oder flüssigem Sauerstoff bestehen kann, wird durch die Einlaßleitung 18' und die kavitierende Strömungssteuerungregelklappe 20c zu dem gekühlten Zweikomponententreibstofftriebwerk 70 übertragen. Der Oxidator geht in einen Mittelteil 86 der Schubkammer 90 hinein. Der Mittelteil 86 verteilt den Oxidator gleichmäßig auf vier Kühlleitungen 88, die in Fig. 7 und 8 gezeigt sind. Zum dem Zeitpunkt, zu dem der Oxidator die Schubkammer 90 erreicht, haben die Reaktionsgase die Schubkammer 90 so weit erwärmt, daß gekühlt werden müssen. Der kalte flüssige Oxidator erfüllt die Kühlfunktion durch ein Strömen durch die Durchgänge 93, 94, 98 und 102 in der Schubkammer 90 und durch Wärmeaufnahme, die den flüssigen Oxidator in eine erwärmte Gasphase umwandelt. In Ver bindung mit Fig. 7 zeigt Fig. 6 die Kühlleitungen 88, die mit dem ersten Kühldurchgang 92 in Verbindung stehen.
Bezugnehmend auf Fig. 11, steht der erste Kühldurchgang 92 über einen Übergangsdurchgang 96 mit dem zweiten Kühldurchgang 94 in Verbindung. An dieser Stelle sollte der flüssige Oxidator Wärme erhalten und ein kleiner Bruchteil der Flüssigkeit sollte verdampft sein oder sich in eine Gasphase umgewandelt haben. Der Oxidator strömt entlang des zweiten Kühldurchganges 94 und erhält zusätzlich Wärme. Der dritte Kühlmitteldurchgang 98, der über den Übergangsdurchgang 100 mit dem zweiten Kühldurchgang 94 in Verbindung steht, ist in Fig. 7 und 8 gezeigt. Der Oxidator strömt durch den dritten Kühldurchgang 98 und wird durch einen in Fig. 6 gezeigten Übergangsdurchgang 104 zu einer Reihe von drei parallel fortlaufenden Kühldurchgängen 102 übertragen. An dem Übergangsdurchgang 104 sollte der Oxidator zu 100 Prozent Gas sein. Der Phasenübergang des Oxidators wird eine bedeutsame Menge der Wärme aufgenommen und den Großteil der Kühlung des Triebwerkgsgehäuses 90 ausgeführt haben. Die Erwärmung und der Phasenübergang, die in den Durchgängen 92, 94, 98 und 102 ausgeführt werden, werden durch die Verwendung eines Strömungsverwirblers 110 unterstützt. Ein Fachmann auf diesem Gebiet wird verstehen, daß der Strömungsverwirbler 110 zum Verwirbeln der Mischung von Flüssigkeit und Gas verwendet wird, um mehr Wärme zu der Flüssigkeit zu übertragen und ein Entfernen des Gases von den Durchgangswänden zu unterstützen.
Die parallel fortlaufenden Kühldurchgänge 102 sind zum Überhitzen des Oxidationsgases auf näherungsweise 250º bis 300ºF (121ºC bis 149ºC) wirksam. Das überhitzte Oxidatorgas wird durch Versorgungsröhren 106 von den parallel fortlaufenden Kühldurchgängen 102 übertragen. Die Versorgungsröhren 106 stehen mit Oxidatorinjektoren 108 in Verbindung. Während die Bauformen variieren können, verwendet die bevorzugte Ausführungsform eine Gas/Gas- Triplet-Injektor-Bauform, bei der oxidierendes Gas von zwei Oxidatorinjektoren 108 unter einem Winkel eintritt, der schematisch durch gestrichelte Linien 82a und b gezeigt ist, um sich mit von einem zentralen Reaktionsgasinjektor 80 strömenden Reaktionsgas zu vermischen. Die Oxidatorinjektoren 108 sind näherungsweise 0,040 inch (1 mm) im Durchmesser.
Das Reaktionsgas und der Oxidator reagieren nebengeordnet, um eine stark exotherme Reaktion bei circa 4600ºF (2500ºC) zu erzeugen. Aufgrund des einzigartigen Kühlungsmerkmals dieser bevorzugten Ausführungsform ist die Verwendung von exotischen Materialien oder Beschichtungen für das Triebwerk nicht notwendig. Mögliche Materialien zum Aufbau der Schubkammer 90 umfassen herkömmliches NICKEL 200 oder 270, 6061-TG ALUMINIUM oder andere Aluminiumlegierungen, kupferbasierte Legierungen, Molybdän und COLUMBIUM, aber ohne darauf beschränkt zu sein. Ein anderer Vorteil des in dieser bevorzugten Ausführungsform genutzten Kühlungsmerkmals ist, daß der Oxidator Wärmeenergie von der Schubkammer 90 entfernt, diese Energie zu der Reaktion zurückführt und so einen wirkungsvollen adiabatischen Prozeß bildet. Dies hilft den Wirkungsgrad oder Isp der bevorzugten Ausführungsform zu vergrößern.
Zurückkehrend zu dem Motor 10 hohen Schubes, hängt ein wirkungsvoller Betrieb des Motors 10 mit reinem Hydrazin als Kraftstoff vom Erreichen einer Verbrennungsstabilität und thermischen Stabilität ab. In einer Ausführungsform der Erfindung wird Verbrennungsstabilität in erster Linie durch die Verwendung eines koaxialen Kraftstoffinjektors erreicht, der desselben Typs ist, der in den US-Patenten Nr. 3,699,772 und 4,206,594, die im Namen von Elverum, Jr. erteilt wurden, offenbart ist. Fig. 3 zeigt in graphischer Form, wie die koaxialen Injektoren ein gleichmäßiges und kontinuierliches Mischen des Kraftstoffs mit dem Oxidator erreichen. Kraftstoff wird durch eine ringförmige Öffnung 32 zwischen einer Buchse 34 und einem in der Buchse befestigen koaxialen Bolzen 36 in eine Verbrennungskammer 30 eingespritzt. Oxidator wird ebenfalls durch eine ringförmige Öffnung 38 zwischen einem äußeren Teil der Buchse 34 und einem umgebenden Teil der Wand der Verbrennungskammer 30 eingespritzt. Der eingespritzte Kraftstoff und Oxidator divergieren von ihren entsprechenden Öffnungen in Strömen, die sich überschneiden und sich miteinander in einem im wesentlichen ringförmigen Verbrennungs bereich, angegeben bei 40, vermischen. Der resultierende Verbindungsprozeß ist trotz der Verwendung von extrem reaktiven reinen Hydrazin als Kraftstoff relativ gleichmäßig und stabil.
Fig. 4 ist eine detailliertere Querschnittsansicht eines Aufbaus eines koaxialen Injektors des Motors 10, die einen Teil der Verbrennungskammer 30', einen Bolzen 36' und eine Bolzenbuchse 34' zeigt. Kraftstoff geht durch einen Kraftstoffdurchgang 42 in den Aufbau hinein und wird durch eine ringförmige Öffnung 32' eingespritzt. Oxidator geht durch einen Oxidatordurchgang 44 hinein und wird durch eine ringförmige Öffnung 38' eingespritzt. Abhängig von Einzelheiten der Motorbauform kann beim Abstellen des Motors 10 hohen Schubes, der mit reinem Hydrazinkraftstoff arbeitet, ein bedeutsames Problem auftreten. Weil der Oxidator, wie Stickstofftetroxid, einen höheren Dampfdruck als Hydrazinkraftstoff hat, hat der Oxidator die Tendenz zurück in den Kraftstoffdurchgang zu gehen, wo er sich mit dem restlichen Hydrazin vermischt und beim Abstellen einen starken Überdruck verursacht. Der Überdruck, der fast explosive Stärke haben kann, tendiert dazu, den Bolzen 32 in Bezug auf die umgebende Buchse 34 zu verformen. In der Folge können sorgfältig zugeschnittene geometrische Verhältnisse, die die Kraftstoff- und Oxidatorströmungsdurchgänge definieren, gestört werden. Eine Lösung dieses Problems ist es, einfach die Bauteile mechanisch zu verstärken. Dies kann in einigen Fällen ausreichend sein, insbesondere wo nur ein oder zwei Abstellvorgänge im Verlauf eines einzelnen Einsatzes erwogen werden. Jedoch für Einsätze, die eine größere Anzahl von Motorabstellvorgängen erfordern, ist eine andere Lösung notwendig. Bei einer Ausführungsform dieser Erfindung wird Kraftstoff, der vor dem Kraftstoffabschließventil in der Kraftstoffleitung verbleibt, automatisch durch ein inertes Gas in die Verbrennungskammer 30' ausgeblasen. Wie in Fig. 5 gezeigt, umfaßt der Motor im spezielleren zusätzlich einen Speichertank 16 für inertes Gas und ein Ausblassteuerventil 52, zu dem das inerte Gas gekoppelt wird. Wenn der Motor durch Verschließen der Strömung von Kraftstoff und Oxidator an Ventilen 20b bzw. 20a abgestellt wird, ist das Ausblassteuerventil 52 augenblicklich offen und ein inertes Gas, wie Stickstoff, bläst das flüssige Hydrazin vor dem Kraftstoffventil 20b aus der Kraftstoffleitung aus, spült es in eine Verbrennungskammer 30' und verhindert so unerwünschte Verbrennung in der Kraftstoffleitung und eine mögliche Beschädigung des Bolzens 36'. Zur Betriebssicherheit wird das inerte Gas 50 während eines Fahrzeugstarts durch zwei Pyroventile versiegelt, die später geöffnet werden, um dem Gas zu erlauben, bis zu dem Ausblassteuerventil zu strömen. Das geschlossene Ventil 58 verhindert jede unerwünschte Unterbrechung oder Verunreinigung des Kraftstoffstromes während kritischer Startphasen des Motors.
Ein alternativer Ansatz, der für den Motor 10 hohen Schubes und das gekühlte Zweikomponententreibstofftriebwerk 70 angewandt werden kann, ist aber, ohne Verwendung des Edelgases zum Ausblasen der Kraftstoffversorgungsleitungen statt dessen das Schließen der Kraftstoffventile 20b und 20d für eine ausgewählte Zeit nach dem Schließen der Oxidatorventile 20a und 20c zu verzögern. Bei dem gekühlten Zweikomponententreibstofftriebwerk 70 sollte dieses Verfahren des Betriebes auch ein Öffnen des Kraftstoffventils 20d für eine vorgewählte Zeit vor dem Anlassen umfassen, was in beiden Fällen verhindert, daß der Oxidator die Zerfallskammer 72 erreicht. Im wesentlichen bläst sich der Kraftstoff selbst aus der Leitung, bis der gesamte von der Verbrennungskammer eintretende Oxidator mit dem Kraftstoff reagiert hat. Der spezielle Zeitverzögerungsbedarf wird am besten mit spezifischen Motorbauformen experimentell festgestellt, beträgt aber typischerweise weniger als eine Sekunde. Ein Fachmann auf diesem Gebiet würde verstehen, daß das oben beschriebene Verfahren des Öffnens und Schließens von Ventilen für eine spezifische Zeit ein Zünden des Triebwerks in einem Einkomponententreibstoffbetrieb, dann ein Zünden des Triebwerks in einem Zweikomponententreibstoffbetrieb und schließlich für eine andere spezifische Zeitdauer ein erneutes Zünden des Triebwerks in einem Einkomponententreibstoffbetrieb bewirken würde.
Aus dem vorhergehenden ist ersichtlich, daß die vorliegende Erfindung einen bedeutsamen Fortschritt auf dem Gebiet von Antriebssystemen für Raumfahrzeuge darstellt. In einer Ausfüh rungsform stellt die Erfindung ein Dualbetriebs-Antriebssystem zur Verfügung, das in zwei Phasen eines Einsatzes identischen Kraftstoff verwendet; erst als Kraftstoff eines Zweikomponententreibstoffmotors für Apogäum-Kick- oder anderen Hoch-Energie- Phasen eines Einsatzes und danach als Kraftstoff für ein gekühltes Zweikomponententreibstofftriebwerk für Positionshalte- und Lagesteuerungsphasen eines Einsatzes. Ein anderer Vorteil der Erfindung ist, daß der Motor hohen Schubes, ohne spezielle Probleme beim Abschalten, von reinem Hydrazin als Kraftstoff antrieben wird. Dies ist teilweise auf die Verwendung eines inerten Gases zum Ausblasen der Kraftstoffleitung beim Abschalten oder die alternative Anwendung einer Verzögerung beim Absperren des Kraftstoffes zurückzuführen, um zu gewährleisten, daß der gesamte Oxidator in der Verbrennungskammer zum Reagieren gebracht wurde.
In der bevorzugten Ausführungsform dieser Erfindung ist ein gekühltes Zweikomponententreibstofftriebwerk für Positionshalte- und Reaktions-Steuerungs-System-(RCS)-Funktionen offenbart. Diese bevorzugte Ausführungsform nutzt flüssigen Oxidator und Kühldurchgänge. Die wirksame Kühlung des Zweikomponententreibstofftriebwerks bietet eine Reihe von Vorteilen, wie die Möglichkeit, die Schubkammer aus einer großen Auswahl von Konstruktionsmaterialien herzustellen. Zusätzlich erreicht die vorliegende Erfindung einen effizienten adiabatischen Prozeß, indem Energie vom Ansammeln in einem unerwünschten Bereich abgehalten und zu der Reaktion zurück übertragen wird, die dem gekühlten Zweikomponententreibstofftriebwerk eine zusätzliche spezifische Impulsleistung verleiht. Obwohl Ausführungsformen dieser Erfindung zur Veranschaulichung detailliert beschrieben wurden, ist es auch ersichtlich, daß verschiedene Modifikationen durchgeführt werden können, ohne sich dabei von dem Erfindungsgedanken zu entfernen.

Claims

1. Ein Antriebssystem für ein Raumfahrzeug, wobei das Antriebssystem umfaßt:

einen Apogäum-Motor (10), der für eine Apogäum-Rückstoßphase bei einem Einsatz des Raumfahrzeuges verwendet wird,

ein Triebwerk (70) zur Positionshalte- und Höhensteuerung des Raumfahrzeuges, wobei das Triebwerk (70) umfaßt:

einen ersten Tank (12) eines nicht kryogenen Treibstoffes, der aus im wesentlichen reinem Hydrazin in einem flüssigen Zustand besteht,

einen zweiten Tank (14), der einen nicht kryogenen Oxidator in einem flüssigen Zustand beinhaltet, wobei der Oxidator aus der Gruppe von Stickstofftetroxid, flüssigem Sauerstoff, Stickstofftriflourid, Stickstofftetraflourid oder Kombinationen hiervon ausgewählt ist,

wobei der Hydrazintank (12) und der Oxidatortank (14) während der Apogäum-Rückstoßphase bei dem Einsatz des Raumfahrzeuges dem Apogäum-Motor (10) Kraftstoff zuführen,

wobei das Positionshalte- und Höhensteuerungstriebwerk (70) während Positionshalte- und Höhensteuerungsphasen bei dem Einsatz des Raumfahrzeuges durch dieselben Hydrazin- und Oxidatortanks (12, 14) versorgt wird, wobei das Triebwerk (70) umfaßt:

einen ersten Körper, der eine erste Reaktionskammer (72) definiert, die ein katalytisches Bett aus Zerfallsmaterial (74) in sich aufweist,

einen zweiten Körper, der eine innere Oberfläche aufweist, die eine zweite Reaktionskammer (90) definiert,

Einrichtungen (18) um das flüssige Hydrazin aus dessen Tank der ersten Reaktionskammer (72) zuzuführen, um exothermisch mit dem katalytischen Bett aus Zerfallsmaterial (74) zu reagieren und eine erste Gruppe von Reaktionsgasen zu erzeugen, wobei die Reaktionsgase von der ersten Reaktionskammer (72) in die zweite Reaktionskammmer (90) strömen und den zweiten Körper erwärmen,

wenigstens einen Durchgang (92), der in dem zweiten Körper ausgebildet ist, wobei der Durchgang einen Einlaß und einen Auslaß hat, wobei der Einlaß so verbunden ist, daß er den nicht kryogenen Oxidator, während er in einem flüssigen Zustand ist, von dem Oxidatortank (14) erhält, wobei der flüssige durch einen ersten Teil des Durchganges strömende Oxidator ausreichend Wärme von dem zweiten Körper aufnimmt, um anfänglich einen Bruchteil des nicht kryogenen Oxidators in eine erwärmte Gasphase umzuwandeln, wobei der Oxidator durch andere Teile (94, 98, 102) des Durchganges weiter strömt, um ausreichend Wärme von dem zweiten Körper aufzunehmen, um den Oxidator im wesentlichen vollständig in eine Gasphase umzuwandeln, wobei der Phasenübergang des Oxidators von Flüssigkeit zu Gas zur Kühlung des Triebwerks (70) während Verbrennungen niedriger Schubkraft für Positionshalte- und Höhensteuerungsmanöver des Raumfahrzeuges dient, und

Einrichtungen (18') um den gasförmigen Oxidator von dem Auslaß des Durchganges in die zweite Reaktionskammer zuzuführen, damit er als ein Gas mit den aus der ersten Reaktionskammer strömenden Reaktionsgasen reagiert, um zur Durchführung einer Positionshalte- und Höhensteuerung des Raumfahrzeuges ausreichend Energie bereitzustellen.

2. Das System nach Anspruch 1, bei dem der flüssige Oxidator ausreichend in den Durchgang (102) strömt, um bei einer Temperatur von etwa 250ºF (121ºC bis 149ºC) den Oxidator in ein überhitztes Gas umzuwandeln.

3. Das System nach Anspruch 1, bei dem das Triebwerk zusätzlich Strömungsverwirbelungs-Einrichtungen (110) in den Durchgängen (92, 94, 98 und 102) zum Verwirbeln des Oxidators umfaßt, um eine Wärmeübertragung und eine Entfernung des Oxidators aus dem Durchgang (102) zu fördern.

4. Das System nach Anspruch 1, bei dem das Triebwerk weiter umfaßt:

eine Vielzahl von im wesentlichen parallelen Leitungen in dem zweiten Körper, die langgestreckt und an ihren Enden mit einander verbunden sind, um einen schlangenlinienförmigen Strömungskanal für den Oxidator zu bilden, der radial nach innen von dem Einlaß zu dem Auslaß fortschreitet, und

mit dem Auslaß verbundene Injektoren (108), um das überhitzte Oxidatorgas in die zweite Reaktionskammer einzuspritzen.

5. Das System nach Anspruch 4, bei dem die Injektoren (108) des Triebwerks (70) dazu dienen, das Oxidatorgas unter einem Winkel in die zweite Reaktionskammer einzuspritzen, um es mit von einem zentralen Reaktionsgasinjektor (80) strömenden Gas zu mischen.