RU2126493C1 - Solar thermal rocket engine - Google Patents
Solar thermal rocket engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2126493C1 RU2126493C1 RU98103994A RU98103994A RU2126493C1 RU 2126493 C1 RU2126493 C1 RU 2126493C1 RU 98103994 A RU98103994 A RU 98103994A RU 98103994 A RU98103994 A RU 98103994A RU 2126493 C1 RU2126493 C1 RU 2126493C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- afterburning
- working fluid
- solar
- heat exchanger
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
- Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
- Y02E10/40—Solar thermal energy, e.g. solar towers
- Y02E10/46—Conversion of thermal power into mechanical power, e.g. Rankine, Stirling or solar thermal engines
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ) и может быть использовано при разработке двигательных установок перспективных межорбитальных транспортных средств (МТрС), предназначенных для выведения космических аппаратов (КА) с низких исходных орбит на высокоэнергетические орбиты, включая геостационарную, или на отлетные от Земли траектории. The invention relates to rocket and space technology (RCT) and can be used in the development of propulsion systems of promising interorbital vehicles (MTRS), designed to launch spacecraft (SC) from low source orbits to high-energy orbits, including geostationary, or to take off from Earth trajectories.
Высокая стоимость доставки КА на рабочие орбиты, значительную долю которых (более 50%) составляют аппараты, функционирующие на высокоэнергетических орбитах, во многом сдерживает расширение круга задач, решаемых в космосе средствами РКТ. The high cost of delivering spacecraft to working orbits, a significant proportion (more than 50%) of which are vehicles operating in high-energy orbits, largely hinders the expansion of the range of tasks that are solved in space using spacecraft.
В связи с этим повышение технико-экономической эффективности космических транспортных средств в целом, и межорбитальных транспортных средств в частности, является весьма актуальной проблемой. In this regard, improving the technical and economic efficiency of space vehicles in general, and interorbital vehicles in particular, is a very urgent problem.
Использование солнечных тепловых ракетных двигателей (СТРД), которые по таким основным параметрам как уровень тяги и удельный импульс тяги занимают промежуточное положение между жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и электроракетными двигателями (ЭРД), в составе двигательных установок межорбитальных транспортных средств, в случае реализации их прогнозируемых характеристик, может, как показывают поисковые исследования, существенно повысить технико-экономическую эффективность МТрС. The use of solar thermal rocket engines (STRD), which in such basic parameters as the level of thrust and specific impulse of thrust occupy an intermediate position between liquid rocket engines (LRE) and electric rocket engines (ERE), as part of the propulsion systems of interorbital vehicles, if implemented of the predicted characteristics can, as exploratory studies show, significantly increase the technical and economic efficiency of MTRS.
Известен СТРД [1] , содержащий концентратор, приемник излучения, бак с рабочим телом, систему подачи рабочего тела и сопло двигателя, в котором приемник солнечного излучения выполнен в виде двух концентрических трубок, расположенных внутри концентратора вдоль его продольной оси симметрии. В таком двигателе мощность тепловой энергии, расходуемой на нагрев рабочего тела, лимитируется в основном допустимыми размерами солнечного концентратора, и потому реальная тяга двигателя не может быть более (1...2)Н, что, в свою очередь, предопределяет большую длительность межорбитальных перелетов КА с практически значимой начальной массой (например, время перелета с низких исходных орбит на геостационарную орбиту составляет более 3...4 месяцев). Known STRD [1], containing a concentrator, a radiation receiver, a tank with a working fluid, a working fluid supply system and an engine nozzle, in which the solar radiation detector is made in the form of two concentric tubes located inside the concentrator along its longitudinal axis of symmetry. In such an engine, the power of thermal energy spent on heating the working fluid is mainly limited by the permissible sizes of the solar concentrator, and therefore the real thrust of the engine cannot be more than (1 ... 2) N, which, in turn, determines the long duration of interorbital flights A spacecraft with a practically significant initial mass (for example, the flight time from low initial orbits to a geostationary orbit is more than 3 ... 4 months).
Известен солнечный тепловой ракетный двигатель, являющийся составной частью солнечной бимодальной энерго-двигательной системы [2], принятый за прототип и содержащий концентратор с механизмами развертывания и следящей системы, вторичный концентратор, приемник излучения, тепловой аккумулятор-теплообменник, бак с рабочим телом, систему подачи рабочего тела и сопло. Known solar thermal rocket engine, which is an integral part of the solar bimodal energy-propulsion system [2], adopted as a prototype and contains a hub with deployment mechanisms and a tracking system, a secondary concentrator, a radiation receiver, a heat accumulator-heat exchanger, a tank with a working fluid, a supply system working fluid and nozzle.
Основным достоинством СТРД с тепловым аккумулятором-теплообменником достаточно большой емкости (десятки-сотни МДж) является относительно высокий уровень тяги, благодаря чему такой двигатель может быть использован для межорбитальных перелетов по многоимпульсным многовитковым энергетическим оптимальным траекториям. Упрощенная схема такой траектории показана на фиг. 1. При этом двигатель должен работать в импульсном режиме, и на первой фазе выведения включаться в работу на перигейных участках, а на второй фазе - на апогейных участках траектории. Как показано в [2], использование таких СТРД в составе межорбитальной транспортной средств позволяет, при условии реализации их прогнозируемых энерго-массовых характеристик, осуществлять межорбитальные перелеты с низких исходных орбит на геостационарные в течение 30...60 суток и при этом доставлять на эту орбиту полезные грузы в 1,5...2 раза большей массы, по сравнению с современными МТрС, в составе которых используются ЖРД или РДТТ. The main advantage of a jet with a heat accumulator-heat exchanger of a sufficiently large capacity (tens to hundreds of MJ) is a relatively high level of traction, so this engine can be used for interorbital flights along multi-pulse multi-turn energy optimal trajectories. A simplified diagram of such a path is shown in FIG. 1. In this case, the engine should operate in a pulsed mode, and in the first phase of withdrawal it must be switched on in the perigee sections, and in the second phase - in the apogee sections of the trajectory. As shown in [2], the use of such jet engines as part of an interorbital vehicle allows, subject to the realization of their predicted energy-mass characteristics, to carry out interorbital flights from low source orbits to geostationary within 30 ... 60 days and deliver to this payload orbit is 1.5 ... 2 times more mass than modern MTRS, which use rocket engines or solid propellant rocket engines.
Наряду с этим, основными недостатками как прототипа [2], так и аналога [1] является наличие в их составе крупногабаритных солнечных концентраторов, разворачивающихся в рабочее положение только после выведения на низкие исходные орбиты. Допустимое отклонение формы отражающей поверхности концентратора от теоретической параболической формы не должно превышать 10 угловых минут, а допустимые ошибки непрерывной в процессе межорбитального перелета ориентации концентратора на Солнце должны составлять не более 20 угловых минут. И при всем этом, относительная масса конструкции концентратора с механизмом развертывания в рабочее положение и поворотными узлами системы ориентации на Солнце должна составлять не более 5 кг/м2. Очевидно, что разработка, изготовление и надежная эксплуатация таких концентраторов представляют собой весьма сложные научные, конструкторские, технологические и материаловедческие проблемы.Along with this, the main disadvantages of both the prototype [2] and the analogue [1] are the presence in their composition of large-sized solar concentrators, which are deployed to the working position only after launching into low initial orbits. The permissible deviation of the shape of the reflecting surface of the concentrator from the theoretical parabolic shape should not exceed 10 angular minutes, and the permissible errors of the continuous orientation of the concentrator on the Sun during the interorbital flight should be no more than 20 angular minutes. And with all this, the relative mass of the design of the concentrator with the deployment mechanism in the working position and the rotary nodes of the solar orientation system should not exceed 5 kg / m 2 . Obviously, the development, manufacture and reliable operation of such concentrators are very complex scientific, engineering, technological and material science problems.
Задача настоящего изобретения состоит в разработке СТРД, который не уступал бы по эффективности его применения в составе межорбитального транспортного средства прототипу [2], но более простого в разработке и изготовлении и не требующего высокой точности ориентации приемного устройства солнечного излучения. The objective of the present invention is to develop a jet engine, which would not be inferior in efficiency to its use in the composition of an interorbital vehicle to a prototype [2], but simpler to design and manufacture and not requiring high precision orientation of the solar radiation receiving device.
Эта задача решается следующим путем. В качестве приемного устройства солнечного излучения, вместо концентратора, используется солнечная батарея (СБ) с фотоэлектрическими преобразователями, которые преобразуют падающую на поверхность СБ лучистую энергию в электрическую. Замена концентратора солнечной батареей позволяет отказаться и от приемника концентрированного излучения, вместо которого используется электрический высокотемпературный нагреватель, например омического типа, который расположен внутри теплового аккумулятора-теплообменника, питается электроэнергией, вырабатываемой СБ, и предназначен для зарядки последнего тепловой энергией. This problem is solved in the following way. Instead of a concentrator, a solar battery (SB) with photoelectric converters is used as a receiving device for solar radiation, which converts radiant energy incident on the surface of the SB into electrical energy. Replacing the concentrator with a solar battery makes it possible to abandon the concentrated radiation receiver, instead of which an electric high-temperature heater is used, for example, an ohmic type, which is located inside the heat accumulator-heat exchanger, is powered by the electricity generated by the SB, and is designed to charge the latter with thermal energy.
Изобретение поясняется фигурами 1-3. The invention is illustrated by figures 1-3.
На фиг. 1 изображена схема многовитковой многоимпульсной траектории. In FIG. 1 shows a multi-turn multi-pulse trajectory.
На фиг. 2 изображена схема предлагаемого СТРД (п.1 формулы изобретения), а на фиг. 3 приведена схема модифицированного СТРД (п.2 формулы изобретения). In FIG. 2 shows a diagram of the proposed STRD (claim 1), and in FIG. 3 shows a diagram of a modified STRD (claim 2 of the claims).
Солнечный тепловой ракетный двигатель (фиг. 2) содержит солнечную батарею 1, электрический регулятор 2, электрический высокотемпературный нагреватель 3, тепловой аккумулятор-теплообменник 4, бак с рабочим телом 5, систему подачи рабочего тела 6, сопло 7. Solar thermal rocket engine (Fig. 2) contains a solar battery 1, an electric controller 2, an electric high-
Двигатель работает следующим образом. После выведения орбитального комплекса (ОК), состоящего из космического аппарата и межорбитального транспортного средства, на низкую исходную орбиту и отделения последней ступени ракеты-носителя, солнечная батарея 1 разворачивается в рабочее положение и в процессе пассивного движения ОК в течение определенного времени питает через регулятор 2 высокотемпературный электронагреватель 3 электроэнергией, который, в свою очередь, заряжает тепловой аккумулятор-теплообменник 4. После того как тепловой аккумулятор-теплообменник 4 воспримет от электронагревателя 3 требуемое количество тепловой энергии и нагреется до заданной температуры, осуществляется первое включение двигателя путем подачи рабочего тела (например, водорода) соответствующей системой 6 из бака 5 в тепловой аккумулятор-теплообменник 4. Проходя сквозь теплоаккумулирующее вещество заряженного теплового аккумулятора-теплообменника 4, рабочее тело нагревается до заданной высокой температуры, например, до (2000-2200)К, забирая определенное количество запасенной тепловой энергии из теплового аккумулятора-теплообменника 4, затем рабочее тело поступает в сопло 7, где расширяясь создает тягу в течение заданного времени, после чего двигатель выключается путем прекращения подачи рабочего тела. После зарядки теплового аккумулятора-теплообменника 4 в процессе пассивного движения ОК на первом витке траектории перелета, при подходе к перигейному участку, производится второе включение двигателя. Такой процесс повторяется вплоть до завершения первой фазы выведения, а на второй фазе выведения двигатель включается в работу при прохождении апогейных участков траектории. The engine operates as follows. After the orbital complex (OK), consisting of the spacecraft and the interorbital vehicle, is brought to the low initial orbit and the last stage of the launch vehicle is separated, the solar battery 1 is deployed to the operating position and, in the process of passive motion, the OK battery feeds through the regulator 2 for a certain time a high-temperature
Как показывают оценки, проведенные при условии отсутствия ограничений на объем и габариты ОК со стороны ракеты-носителя, эффективность применения предлагаемого СТРД в составе межорбитального транспортного средства (критерий - масса выводимого на высокоэнергетическую орбиту полезного груза) превосходит эффективность применения СТРД - прототипа на (10-15)%. According to estimates, provided that there are no restrictions on the volume and dimensions of OK on the side of the launch vehicle, the efficiency of the proposed STRD as part of an interorbital vehicle (the criterion is the mass of the payload being put into high-energy orbit) exceeds the efficiency of using the STRD - prototype by (10- fifteen)%.
Вместе с тем, в ряде случаев, когда потребные объемы и габариты ОК превышают располагаемые объемы и габариты под головным обтекателем ракеты-носителя, оказывается целесообразным дополнить состав предлагаемого СТРД камерой дожигания, системой подачи окислителя и баком окислителя. Как отмечалось, схема такого модифицированного двигателя показана на фиг. 3. At the same time, in a number of cases when the required volumes and dimensions of the OK exceed the available volumes and dimensions under the head fairing of the launch vehicle, it turns out to be advisable to supplement the composition of the proposed STRD with an afterburner, an oxidizer supply system and an oxidizer tank. As noted, a diagram of such a modified engine is shown in FIG. 3.
СТРД с дожиганием содержит те же основные узлы и агрегаты, что и двигатель без дожигания и, кроме того, в его составе имеется камера дожигания 8, бак с окислителем 9 и система подачи окислителя 10. The afterburning propulsion jet engine contains the same main components and assemblies as the engine without afterburning and, in addition, it has a
Работа двигателя с дожиганием рабочего тела отличается от работы двигателя без дожигания тем, что нагретое в тепловом аккумуляторе-теплообменнике 4 рабочее тело поступает в камеру дожигания 8, куда в то же время из бака 9 системой 10 подается окислитель. Из камеры дожигания 8 продукты сгорания поступают в сопло 7. The operation of the engine with afterburning of the working fluid differs from the operation of the engine without afterburning in that the working fluid heated in the heat accumulator-heat exchanger 4 enters the
Дожигание горячего рабочего тела с окислителем позволяет значительно уменьшить потребный суммарный объем баков рабочего тела и окислителя из-за существенно большей средней удельной плотности топлива, по сравнению с удельной плотностью рабочего тела. Например, в случае когда рабочим телом является водород, а окислителем - кислород, средняя плотность топлива составляет около 0,3 кг/м3, в то время как плотность рабочего тела - около 0,071 кг/м3. Кроме того, дожигание рабочего тела в СТРД, наряду с определенным усложнением двигателя и снижением удельного импульса тяги, позволяет:
- существенно увеличить тягу двигателя,
- понизить температуру нагрева рабочего тела в тепловом аккумуляторе-теплообменнике,
- снизить потребную мощность, а следовательно, массу, габариты и стоимость солнечной батареи.The afterburning of a hot working fluid with an oxidizing agent can significantly reduce the required total volume of the tanks of the working fluid and the oxidizing agent due to the significantly higher average specific gravity of the fuel compared to the specific gravity of the working fluid. For example, in the case where the working fluid is hydrogen and the oxidizing agent is oxygen, the average fuel density is about 0.3 kg / m 3 , while the density of the working fluid is about 0.071 kg / m 3 . In addition, the afterburning of the working fluid in the jet engine, along with a certain complication of the engine and a decrease in the specific impulse of traction, allows you to:
- significantly increase engine thrust,
- lower the heating temperature of the working fluid in the heat accumulator-heat exchanger,
- reduce the required power, and therefore, the mass, dimensions and cost of the solar battery.
Таким образом, предлагаемый СТРД и его модификация с дожиганием имеют в своем составе СБ с фотоэлектрическими преобразователями, нашедшие широкое применение в РКТ, относительно простую конструкцию теплового аккумулятора-теплообменника с электрическим высокотемпературным нагревателем, не требуют точной системы ориентации на Солнце (для СБ допустимы ошибки ±(10-20)o , в то время как для концентраторов требуется точность ориентации не хуже ±20'). В связи с этим их разработка, изготовление и эксплуатация существенно проще в сравнении с прототипом.Thus, the proposed STRD and its afterburning modification include SBs with photoelectric converters, which are widely used in RCTs, relatively simple design of a heat accumulator-heat exchanger with an electric high-temperature heater, do not require an accurate orientation system to the Sun (for SB, errors ± (10-20) o , while concentrators require orientation accuracy no worse than ± 20 '). In this regard, their development, manufacture and operation is significantly simpler in comparison with the prototype.
Эффективность применения предлагаемых СТРД в составе межорбитальных транспортных средств оценивалась применительно к задаче выведения КА с низкой исходной орбиты на геостационарную при следующих исходных данных:
- орбитальный комплекс выводится на низкую исходную орбиту модифицированной ракетой-носителем "Союз", доставляющей на эту орбиту ОК массой около 7700 кг и имеющей вполне определенные объем, габариты и форму зоны размещения выводимых объектов;
- рабочее тело СТРД - водород, окислитель (в схеме с дожиганием) - кислород;
- рабочая емкость теплового аккумулятора-теплообменника - около 110 мДж;
- среднеинтегральная температура нагрева рабочего тела: 2200 K - в схеме без дожигания, 2000 K - в схеме с дожиганием,
- электрическая мощность СБ, потребляемая электрическим высокотемпературным нагревателем для зарядки теплового аккумулятора-теплообменника варьировалась в диапазоне (5-10)кВт;
- время выведения с низкой исходной орбиты на геостационарную - 30 суток.The effectiveness of the use of the proposed STRD as part of interorbital vehicles was evaluated in relation to the task of launching a spacecraft from a low initial orbit to a geostationary one with the following initial data:
- the orbital complex is launched into a low initial orbit by a modified Soyuz launch vehicle, which delivers about 7,700 kg of OK into this orbit and has a well-defined volume, size and shape of the area for placing the displayed objects;
- working fluid STRD - hydrogen, oxidizing agent (in the afterburning circuit) - oxygen;
- the working capacity of the heat accumulator-heat exchanger is about 110 mJ;
- the average integral temperature of the working fluid heating: 2200 K - in the circuit without afterburning, 2000 K - in the circuit with afterburning,
- SB electric power consumed by an electric high-temperature heater for charging a heat accumulator-heat exchanger varied in the range (5-10) kW;
- the time of launch from the low initial orbit to the geostationary - 30 days.
Результаты оценки показали, что в рассматриваемом случае, когда со стороны ракеты-носителя налагаются достаточно жесткие ограничения на габариты и объемы выводимых объектов, целесообразно применение в составе межорбитального транспортного средства СТРД с дожиганием, так как в этом случае удовлетворяются ограничения на объем и габариты ОК при его начальной массе около 7700 кг и обеспечивается высокая баллистическая эффективность. Так, например, в этом случае обеспечивается доставка на геостационарную орбиту КА с массой около 1400 кг, в то время как использование в составе МТрС гипотетического разгонного блока традиционного типа с перспективным ЖРД (компоненты топлива - кислород и водород) может обеспечить выведение на геостационарную орбиту КА с массой примерно в 1,5 раза меньшей. В последнем случае время выведения составляет около 8 суток. The evaluation results showed that in the case under consideration, when the launch vehicle imposes rather stringent restrictions on the dimensions and volumes of the output objects, it is advisable to use a jet-propelled jet engine with afterburning as part of the interorbital vehicle, since in this case the restrictions on the volume and dimensions of OK are satisfied its initial mass of about 7700 kg and provides high ballistic efficiency. So, for example, in this case, spacecraft with a mass of about 1400 kg is delivered to the geostationary orbit, while the use of a hypothetical traditional booster block with promising rocket engines (fuel components - oxygen and hydrogen) in the MTRS can provide spacecraft for geostationary orbit with a mass of about 1.5 times less. In the latter case, the elimination time is about 8 days.
Проведенная оценка эффективности применения предлагаемого СТРД (в данном случае с дожиганием рабочего тела) показывает и на то важное обстоятельство, что использование СТРД в составе межорбитального транспортного средства в комплексе с ракетой-носителем среднего класса типа "Союз" позволит существенно расширить круг целевых задач в космосе, решаемых ракетой-носителем такого типа. В настоящее время ракета-носитель типа "Союз" практически не используются для выведения целевых КА на геостационарные орбиты в связи с тем, что как современные, так и перспективные разгонные блоки с ЖРД (топливо: кислород-керосин) не обеспечивают выведение на эту орбиту КА с массой, достаточной для решения актуальных целевых задач. The evaluation of the effectiveness of the proposed STRD (in this case, after burning the working fluid) also indicates the important fact that the use of STRD as part of an interorbital vehicle in combination with a Soyuz-class medium-class launch vehicle will significantly expand the range of targets in space solved by this type of launch vehicle. At present, the Soyuz-type launch vehicle is practically not used for launching target spacecraft into geostationary orbits due to the fact that both modern and perspective booster blocks with LRE (fuel: oxygen-kerosene) do not provide launching of the spacecraft into this orbit with a mass sufficient to solve urgent targets.
Источники информации. Sources of information.
1. Солнечный тепловой ракетный двигатель. Патент РФ N 2028503, кл. F 03 G 6/00, опубл. 10.02,95. 1. Solar thermal rocket engine. RF patent N 2028503, cl. F 03 G 6/00, publ. 02/10/95.
2. P. Frye, G.Law. Solar Bimodal Mission and Operational Analysis Space Technology and Applications International Forum (STAIF-96). 13th Symposium on Space Nuclear Power and Propulsion. 7-11 January 1996 Albuquerque, USA. American Institute of Physics, 1996. 2. P. Frye, G. Law. Solar Bimodal Mission and Operational Analysis Space Technology and Applications International Forum (STAIF-96). 13th Symposium on Space Nuclear Power and Propulsion. 7-11 January 1996 Albuquerque, USA. American Institute of Physics, 1996.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98103994A RU2126493C1 (en) | 1998-03-18 | 1998-03-18 | Solar thermal rocket engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU98103994A RU2126493C1 (en) | 1998-03-18 | 1998-03-18 | Solar thermal rocket engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2126493C1 true RU2126493C1 (en) | 1999-02-20 |
| RU98103994A RU98103994A (en) | 1999-04-10 |
Family
ID=20202989
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU98103994A RU2126493C1 (en) | 1998-03-18 | 1998-03-18 | Solar thermal rocket engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2126493C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2003078818A1 (en) * | 2002-03-15 | 2003-09-25 | Federalnoe Gosudarstvennoe Unitarnoe Predpriyatie 'issledovatelski Tsentr Imeni M.V. Keldysha' | Solar-heated rocket engine and the operating method thereof |
-
1998
- 1998-03-18 RU RU98103994A patent/RU2126493C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| P.Frye, G.Low. Solar Bimodal Mission and Operational Analysis Space Technology and Applications International Forum (STAIF-96). 13 th Symposium on Space Nuclear Power and Propulsion 7 - 11 January 1996, Albuquerque, USA, American Institute of Physics, 1996. У.Корлисс. Ракетные двигатели для Космических полетов. - М.: Издательство иностранной литературы, 1962, с. 216 - 220. US Re 32,918, A, 09.05.89. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2003078818A1 (en) * | 2002-03-15 | 2003-09-25 | Federalnoe Gosudarstvennoe Unitarnoe Predpriyatie 'issledovatelski Tsentr Imeni M.V. Keldysha' | Solar-heated rocket engine and the operating method thereof |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3825211A (en) | Laser rocket | |
| US5459996A (en) | Hybrid solar rocket utilizing thermal storage for propulsion and electrical power | |
| US20220315251A1 (en) | Space Mission Energy Management Architecture | |
| Bussard | Fusion as electric propulsion | |
| RU2126493C1 (en) | Solar thermal rocket engine | |
| RU2197630C1 (en) | Solar heat rocket engine and method of its operation | |
| Hermel et al. | Modular, ion-propelled, orbit-transfer vehicle | |
| Deutsch et al. | Fusion reactions and matter–antimatter annihilation for space propulsion | |
| FRISBEE et al. | Advanced propulsion options for the Mars cargo mission | |
| Donahue | Solar electric and nuclear thermal propulsion architectures for human mars missions beginning in 2033 | |
| Garrison | Advanced propulsion for future planetary spacecraft | |
| Emrich, m J, Jr | Design Considerations for Space Transfer Vehicles Using Solar Thermal Propulsion | |
| Garrison et al. | Future spacecraft propulsion | |
| Sutton | Rocket propulsion systems for interplanetary flight | |
| Noble | Radioisotope electric propulsion for robotic science missions to near-interstellar space | |
| Zeiders Jr | Laser-powered-orbital transfer | |
| Deininger et al. | Spacecraft and mission design for the SP-100 flight experiment | |
| Buksa et al. | Assessment of an SP‐100 Bi‐Modal Propulsion and Power System | |
| George | Advanced space propulsion concepts | |
| Cassenti et al. | From Laser Pulse Propulsion to Fusion Pulse Propulsion: An Evolutionary Approach | |
| Kessler | An overview of a solar thermal propulsion and power system demonstration applicable to HEDS | |
| Venetoklis et al. | Application of a SNTP‐Based Propulsion/Power System to Solar System Exploration Missions | |
| Valentian et al. | Low Cost Cryogenic Propulsion as an Option for a New ELV Upper Stage | |
| NIEHOFF et al. | Comparison of advanced propulsion capabilities for future planetary missions | |
| Ponomarev-Stepnoi et al. | Bimodal solar thermionic power and propulsion system |