RU2197630C1 - Solar heat rocket engine and method of its operation - Google Patents

Solar heat rocket engine and method of its operation Download PDF

Info

Publication number
RU2197630C1
RU2197630C1 RU2002106714A RU2002106714A RU2197630C1 RU 2197630 C1 RU2197630 C1 RU 2197630C1 RU 2002106714 A RU2002106714 A RU 2002106714A RU 2002106714 A RU2002106714 A RU 2002106714A RU 2197630 C1 RU2197630 C1 RU 2197630C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
hydrogen
engine
oxygen
receiver
hot
Prior art date
Application number
RU2002106714A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
А.С. Коротеев
Н.И. Архангельский
В.Н. Акимов
Г.К. Коровин
Е.П. Кузьмин
М.М. Кочетков
И.Г. Лозино-Лозинская
Н.В. Осколков
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша"
Priority to RU2002106714A priority Critical patent/RU2197630C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2197630C1 publication Critical patent/RU2197630C1/en
Priority to PCT/RU2003/000087 priority patent/WO2003078818A1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03G—SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS; MECHANICAL-POWER PRODUCING DEVICES OR MECHANISMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR OR USING ENERGY SOURCES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03G6/00—Devices for producing mechanical power from solar energy
    • 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

Abstract

FIELD: interorbital vehicles. SUBSTANCE: proposed invention is designed for use in engine plants of interorbital vehicles. Solar heat rocket engine with electrically heated accumulator heat exchanger supplied by solar battery and containing tanks with liquid hydrogen and oxygen, and systems to deliver hydrogen and oxygen into engine chamber is furnished with compressor and receiver of gaseous hydrogen, oxygen gasifier and gaseous oxygen receiver with electric heater. Moreover, proposed solar heat rocket engine can be furnished with hydrogen electric heating low- thrust engines. Main peculiarity of operation of solar heat rocket engine operating at combustion of "cold" or "hot" hydrogen and on "hot" hydrogen without its combustion consists in the following: starting and operation of engine at all conditions are provided by delivery of oxygen and hydrogen in gaseous phases into engine chamber, and hydrogen evaporating in tank owing to action of external heat flows is pumped out of tank by compressor and is delivered into hydrogen receiver and is used for engine starting. Invention provides high degree of combustion and low losses of specific thrust pulse, simple and reliable multiple starting of engine at zero-G, effective usage of hydrogen vapors and minimization of pressure in hydrogen tank. If hydrogen electric heating low-thrust engines are used in solar heat rocket engines, high utilization of solar energy for heating hydrogen and reduced time of interorbital flight are provided. EFFECT: improved reliability in operation. 5 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ) и может быть использовано при разработке двигательных установок перспективных средств межорбитальной транспортировки (СМТ), предназначенных для выведения космических аппаратов (КА) с низких исходных орбит (НИО) на высокоэнергетические орбиты (ВЭО), включая геостационарную (ГСО), 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 means of interorbital transportation (SMT), designed to launch spacecraft (SC) from low source orbits (NIO) to high-energy orbits (VEO), including geostationary (GSO), or on the flight paths from Earth.

Повышение технико-экономической эффективности космических транспортных средств в целом и СМТ (разгонные блоки, транспортные модули и т.п.), в частности, является весьма актуальной проблемой, так как высокая стоимость доставки КА на рабочие орбиты, значительную долю которых (более 50%) составляют аппараты, функционирующие на ВЭО, во многом сдерживает расширение круга задач, решаемых в космосе средствами РКТ. Improving the technical and economic efficiency of space vehicles in general and SMT (booster blocks, transport modules, etc.), in particular, is a very urgent problem, since the high cost of spacecraft delivery to working orbits, a significant proportion of which (more than 50% ) constitute the apparatuses operating on VEO, in many respects restrains the expansion of the range of tasks solved in space by means of the RKT.

Применение ракетных двигателей, использующих солнечную энергию для нагрева рабочего тела, как правило водорода, которые по уровню тяги и удельному импульсу тяги занимают промежуточное положение между жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и электроракетными двигателями (ЭРД), в составе двигательных установок СМТ, может, как показывают проведенные исследования, существенно повысить технико-экономическую эффективность СМТ по сравнению с современным уровнем. The use of rocket engines using solar energy to heat the working fluid, usually hydrogen, which, in terms of thrust and specific impulse of thrust, occupy an intermediate position between liquid rocket engines (LRE) and electric rocket engines (ERE), as part of SMT propulsion systems, can studies show that significantly increase the technical and economic efficiency of SMT in comparison with the current level.

Известен солнечный тепловой ракетный двигатель (СТРД), являющийся частью солнечной бимодальной энергодвигательной установки [1], принятый за аналог, содержащий концентратор солнечной энергии с механизмами развертывания и следящей системой, вторичный концентратор, приемник излучения, совмещенный с тепловым аккумулятором-теплообменником, бак с рабочим телом - водородом, систему подачи рабочего тела и сопло. Основным достоинством СТРД с тепловым аккумулятором-теплообменником (ТАТ) достаточно большой емкости является относительно высокий уровень тяги, благодаря чему такой двигатель может быть использован для межорбитальных перелетов по многовитковым многоимпульсным энергетически 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 траектории, а на второй фазе - на апогейных участках. Вместе с тем основным недостатком аналога [1] является наличие в его составе крупногабаритных концентраторов солнечного излучения, разворачивающихся в рабочее положение только после выведения на НИО. Допустимое отклонение формы отражающей поверхности концентратора от теоретической параболической формы должно быть около 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 с поворотным узлами системы ориентации на Солнце должна составлять не более 5 кг/м2. Очевидно, что разработка, изготовление и надежная эксплуатация таких концентраторов представляет собой весьма сложные научные, конструкторские, технологические и материаловедческие проблемы. В настоящее время работы в этом направлении еще не вышли из стадии теоретических исследований и лабораторных экспериментов. Разработка высокоэффективного приемника концентрированного солнечного излучения, интегрированного с ТАТ, также представляет собой комплекс еще не разрешенных научных и технических проблем.Known solar thermal rocket engine (STRD), which is part of a solar bimodal energy propulsion system [1], adopted for the analogue, containing a solar energy concentrator with deployment mechanisms and a tracking system, a secondary concentrator, a radiation receiver combined with a heat accumulator-heat exchanger, a tank with a working body - hydrogen, the supply system of the working fluid and the nozzle. The main advantage of a jet with a heat accumulator-heat exchanger (TAT) of a sufficiently large capacity is a relatively high thrust level, due to which such an engine can be used for interorbital flights along multi-turn multi-pulse energetically optimal trajectories. A simplified diagram of such a trajectory is shown in figure 1. In this case, the engine should operate in a pulsed mode and in the first phase of withdrawal should be included in the work on the perigee sections of the trajectory, and in the second phase - in the apogee sections. At the same time, the main disadvantage of the analogue [1] is the presence of large-sized concentrators of solar radiation in its composition, which are deployed in the working position only after the removal to the SRI. The permissible deviation of the shape of the reflecting surface of the concentrator from the theoretical parabolic shape should be about 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 with the rotary nodes of the solar orientation system should be no more than 5 kg / m 2 . Obviously, the development, manufacture and reliable operation of such concentrators is a very complex scientific, design, technological and material science problems. Currently, work in this direction has not yet left the stage of theoretical research and laboratory experiments. The development of a highly efficient receiver of concentrated solar radiation integrated with the TAT also represents a complex of scientific and technical problems that have not yet been resolved.

Известен солнечный тепловой ракетный двигатель [2], принятый за прототип, содержащий приемное устройство солнечного излучения, выполненное в виде солнечной батареи (СБ) с фотоэлектрическими преобразователями (ФЭП), ТАТ с встроенным высокотемпературным электронагревателем (ВЭН), питаемый солнечной батареей, камеру двигателя, баки рабочего тела (водорода) и окислителя (кислорода) и системы подачи рабочего тела и окислителя. Known solar thermal rocket engine [2], adopted for the prototype, containing the receiving device of solar radiation, made in the form of a solar battery (SB) with photoelectric converters (PEC), TAT with a built-in high-temperature electric heater (VEN), powered by a solar battery, engine chamber, tanks of the working fluid (hydrogen) and oxidizing agent (oxygen) and the supply system of the working fluid and oxidizing agent.

Прототип [2] имеет существенное преимущество по сравнению с аналогом [1] . Во-первых, благодаря замене солнечного концентратора солнечной батареей с ФЭП и замене приемника концентрированного солнечного излучения высокотемпературным электрическим нагревателем значительно упрощается разработка, изготовление и эксплуатация двигателя. Во-вторых, использование сжигания рабочего тела (водорода) с кислородом позволяет существенно уменьшить потребный суммарный объем баков рабочего тела и окислителя из-за значительно большей (в 3. .. 4 раза) средней удельной плотности топлива по сравнению с удельной плотностью рабочего тела, что, в свою очередь, значительно снижает потребный объем зоны размещения двигателя под головным обтекателем ракеты-носителя. Кроме того, сжигание рабочего тела позволяет:
- существенно (в 4...5 раз) увеличить тягу двигателя,
- понизить температуру рабочего тела в ТАТ,
- снизить потребную мощность, а следовательно, массу, габариты и стоимость СБ.The prototype [2] has a significant advantage over the analogue [1]. Firstly, by replacing the solar concentrator with a solar battery with solar cells and replacing the concentrated solar radiation receiver with a high-temperature electric heater, the design, manufacture and operation of the engine is greatly simplified. Secondly, the use of the combustion of the working fluid (hydrogen) with oxygen can significantly reduce the required total volume of the tanks of the working fluid and oxidizer due to the significantly higher (3. .. 4 times) average specific gravity of the fuel compared to the specific gravity of the working fluid, which, in turn, significantly reduces the required volume of the engine placement zone under the head fairing of the launch vehicle. In addition, the combustion of the working fluid allows you to:
- significantly (4 ... 5 times) increase engine thrust,
- lower the temperature of the working fluid in the TAT,
- reduce the required power, and consequently, the mass, dimensions and cost of SB.

Для реализации межорбитального перелета по энергетически оптимальным траекториям и обеспечения размещения орбитального комплекса (КА+СМТ) в ограниченных габаритах под головным обтекателем ракеты-носителя двигатель-прототип [2] на первой (перигейной) фазе межорбитального перелета должен работать на перигейных участках многовитковой траектории выведения в режиме со сжиганием нагретого в ТАТ водорода с кислородом, а на второй (апогейной) фазе перелета - в режиме без сжигания (только на нагретом в ТАТ водороде) при прохождении апогейных участков траектории. Таким образом, кислород практически полностью расходуется на первой фазе перелета. To implement the interorbital flight along energetically optimal trajectories and to ensure the placement of the orbital complex (KA + SMT) in limited dimensions under the head fairing of the launch vehicle, the prototype engine [2] on the first (perigee) phase of the interorbital flight should work on the perigee sections of the multi-turn flight path to the mode with burning the hydrogen heated in the TAT with oxygen, and in the second (apogee) phase of the flight - in the non-burning mode (only with the hydrogen heated in the TAT) during the passage of the apogee stkov trajectory. Thus, oxygen is almost completely consumed in the first phase of the flight.

При выведении КА на наиболее энергоемкую и в то же время широко используемую геостационарную орбиту по традиционной схеме (без "заброса" высоты апогея) периоды обращения витков траектории на первой фазе выведения изменяются от ~1,5 до ~11 часов, а на второй фазе - от ~11 до 24 часов. В связи с этим в конце перигейной и в течение всей апогейной фазы выведения внешние тепловые потоки (от излучения Солнца, от нагретых элементов конструкции и т. п.), проникающие через теплоизоляцию водородного и кислородного баков, возрастают и вызывают рост интенсивности испарения криогенных компонентов и повышение внутрибакового давления. Но в связи с тем, что кислород вырабатывается на первой фазе выведения и что объем и габариты кислородного бака существенно меньше, чем у бака для водорода, то, как показывают проведенные оценки, проблема испарения кислорода не критична и, в крайнем случае, может решаться дренажом небольшой массы кислородного пара без заметного ущерба для энергетической и баллистической эффективности. Критичной является проблема испарения водорода и связанное с этим повышение внутрибакового давления в водородном баке, которое не компенсируется расходом жидкого водорода на относительно коротких участках работы двигателя. When the spacecraft is put into the most energy-intensive and at the same time widely used geostationary orbit according to the traditional scheme (without "casting" the apogee height), the orbits of the orbits of the trajectory in the first phase of launch change from ~ 1.5 to ~ 11 hours, and in the second phase - from ~ 11 to 24 hours. In this regard, at the end of the perigee and throughout the apogee phase of removal, external heat fluxes (from solar radiation, from heated structural elements, etc.) penetrating through the thermal insulation of hydrogen and oxygen tanks increase and cause an increase in the rate of evaporation of cryogenic components and increase in internal pressure. But due to the fact that oxygen is produced in the first phase of removal and that the volume and dimensions of the oxygen tank are significantly smaller than that of the hydrogen tank, the estimates show that the problem of oxygen evaporation is not critical and, in extreme cases, can be solved by drainage small mass of oxygen vapor without noticeable damage to energy and ballistic efficiency. Critical is the problem of hydrogen evaporation and the associated increase in internal pressure in the hydrogen tank, which is not compensated by the flow of liquid hydrogen in relatively short sections of the engine.

Во избежание этого необходимы либо значительное увеличение внешней теплозащиты и соответствующее увеличение ее массы и габаритов, либо дренаж значительной массы избыточных паров водорода в окружающее пространство, что, очевидно, приводит к ощутимым непроизводительным затратам рабочего тела. В противном случае необходимо повышение прочности, а, следовательно, и массы несущей конструкции водородного бака. Все перечисленные меры в конечном итоге снижают энергетическую и баллистическую эффективность применения прототипа [2]. To avoid this, either a significant increase in external thermal protection and a corresponding increase in its mass and dimensions, or drainage of a significant mass of excess hydrogen vapor into the surrounding space, which, obviously, leads to tangible overhead costs of the working fluid, are necessary. Otherwise, it is necessary to increase the strength, and, consequently, the mass of the supporting structure of the hydrogen tank. All of these measures ultimately reduce the energy and ballistic efficiency of the use of the prototype [2].

Кроме того, как показывают проведенные расчеты, оптимальная рабочая энергоемкость ТАТ СТРД при выведении с НИО на ГСО КА массой 1,5...3 т составляет 200. ..300 МДж, и для нагрева таких ТАТ при электрической мощности, потребляемой ВЭН, 10...15 кВт требуется 5...6 часов. Таким образом в конце первой фазы выведения и в течение всей второй фазы орбитальные периоды траекторных витков значительно превышают время, потребное для зарядки ТАТ, и в связи с этим располагаемая энергия СБ в этих случаях используется не полностью. In addition, as shown by the calculations, the optimal operating energy intensity of the TAT STRD when removing 1.5 to 3 tons from the SRS to the GSO is 200. ..300 MJ, and for heating such TATs at the electric power consumed by the VEN, 10 ... 15 kW it takes 5 ... 6 hours. Thus, at the end of the first phase of elimination and during the entire second phase, the orbital periods of the trajectory turns significantly exceed the time required for charging the TAT, and therefore the available SB energy in these cases is not fully used.

В [2] не нашли отражение такие важные вопросы, как обеспечение высокой полноты сгорания в относительно малоразмерной камере и соответственно обеспечение минимальных потерь удельного импульса тяги двигателя, и как обеспечение надежного многократного запуска двигателя (более 100) в условиях невесомости и не рассмотрен такой актуальный вопрос, как возможность создания унифицированного СТРД с целью его эффективного использования в комплексе с ракетами-носителями различной грузоподъемности, стартующими с космодромов, расположенных на географических широтах от 0o (экватор) до 63o с. ш. (Плесецк).In [2], such important issues as ensuring high completeness of combustion in a relatively small chamber and, accordingly, ensuring minimum losses of specific impulse of engine thrust, and how to ensure reliable multiple engine starting (more than 100) under zero gravity, were not reflected, and such an urgent issue was not considered , as the possibility of creating a unified STRE for the purpose of its effective use in combination with launch vehicles of various carrying capacities, starting from space centers located at the geog aficheskih latitudes 0 o (equator) to 63 o with. w. (Plesetsk).

Задача настоящего изобретения состояла в разработке СТРД, который был бы свободен от вышеперечисленных недостатков прототипа [2]. The objective of the present invention was to develop a jet engine, which would be free from the above disadvantages of the prototype [2].

Эта задача решена следующим путем. СТРД, содержащий приемное устройство солнечного излучения в виде солнечной батареи, тепловой аккумулятор-теплообменник с высокотемпературным электронагревателем, питаемым солнечной батареей, баки с жидким водородом и кислородом, системы подачи водорода и кислорода, камеру двигателя, снабжен компрессором и ресивером газообразного водорода, установленными на линии отбора испарившегося водорода из водородного бака, газификатором кислорода, установленным после электронасоса на линии подачи кислорода в камеру двигателя и на линии подачи водорода из тракта охлаждения камеры двигателя в тепловой аккумулятор-теплообменник, и размещенным после кислородного электронасоса на линии подачи кислорода в камеру двигателя ресивером газообразного кислорода с электроподогревателем, питаемым электроэнергией от солнечной батареи. СТРД также может иметь в своем составе дополнительные водородные электронагревные двигатели, питаемые электроэнергией солнечной батареи и установленные на линии отбора испарившегося водорода после водородного ресивера. Кроме того, электронасос жидкого кислорода, входящий в составе СТРД, может быть выполнен с регулируемым расходом в широком диапазоне. This problem is solved in the following way. A jet engine containing a solar radiation receiving device in the form of a solar battery, a heat accumulator-heat exchanger with a high-temperature electric heater powered by a solar battery, tanks with liquid hydrogen and oxygen, hydrogen and oxygen supply systems, an engine chamber, is equipped with a compressor and a hydrogen gas receiver mounted on the line selection of evaporated hydrogen from the hydrogen tank, an oxygen gasifier installed after the electric pump on the oxygen supply line to the engine chamber and on the supply line and hydrogen from the cooling path of the engine chamber to the heat accumulator-heat exchanger, and placed after the oxygen electric pump on the oxygen supply line to the engine chamber by a gaseous oxygen receiver with an electric heater, powered by electricity from the solar battery. The STRD can also incorporate additional hydrogen electric heating engines powered by electric energy from the solar battery and installed on the sampling line of evaporated hydrogen after the hydrogen receiver. In addition, the liquid oxygen electric pump, which is part of the jet, can be made with adjustable flow rate in a wide range.

Способ работы СТРД, включающий подачу кислорода и водорода в камеру двигателя при его работе в режимах со сжиганием "холодного" (водород считается "холодным", если его температура на входе в камеру двигателя не превышает 400К) или нагретого в тепловом аккумуляторе-теплообменнике "горячего" водорода (водород считается "горячим" после его нагрева в ТАТ до температуры, например, большей 1200К) с кислородом и подачу водорода в камеру двигателя при его работе в режиме на "горячем" водороде без его сжигания, а также периодический нагрев теплового аккумулятора-теплообменника электроэнергией от солнечной батареи, обеспечивающий работу камеры двигателя на "горячем" водороде, имеет следующие отличительные признаки. The method of operation of the jet engine, which includes the supply of oxygen and hydrogen to the engine chamber when it is operating in the “cold” mode (hydrogen is considered “cold” if its temperature at the inlet to the engine chamber does not exceed 400K), or hot, heated in a heat accumulator-heat exchanger "hydrogen (hydrogen is considered" hot "after it is heated in the TAT to a temperature, for example, greater than 1200K) with oxygen and hydrogen is supplied to the engine chamber when it is operating in" hot "hydrogen without burning it, as well as periodic heating of the heat accumulator of the heat exchanger-electric heat exchanger from the solar battery, which ensures the operation of the engine chamber on “hot” hydrogen, has the following distinctive features.

Подачу водорода и кислорода в камеру двигателя при запусках и работе двигателя на всех режимах осуществляют в газовых фазах. Запуск двигателя в режиме работы со сжиганием "холодного" водорода производят, забирая из предварительно заполненных водородного и кислородного ресиверов необходимое для запуска количества водорода и кислорода, причем кислород подают в камеру двигателя непосредственно из ресивера, а водород перед подачей в камеру двигателя пропускают через тракт охлаждения камеры двигателя, газификатор кислорода и "холодный" тепловой аккумулятор-теплообменник. Запуск двигателя в режим работы со сжиганием "горячего" водорода осуществляют, забирая необходимое количество кислорода из бака в жидком виде, и перед подачей в камеру двигателя нагревают и газифицируют его в кислородном ресивере, а необходимый для запуска водород забирают из водородного ресивера, который пополняют парами водорода, откачивая их из водородного бака компрессором, и перед подачей в камеру двигателя пропускают последовательно через тракт охлаждения камеры двигателя, газификатор кислорода и "горячий" тепловой аккумулятор-теплообменник. Запуск двигателя в режиме работы на "горячем" водороде без его сжигания производят забором нужного количества водорода из соответствующего ресивера и его подачей в камеру двигателя тем же путем, что и при запуске двигателя в режиме со сжиганием "горячего" водорода. The supply of hydrogen and oxygen to the engine chamber during engine starts and operation in all modes is carried out in gas phases. The engine is started in the operation mode with the combustion of “cold” hydrogen by taking from the pre-filled hydrogen and oxygen receivers the amount of hydrogen and oxygen necessary to start, and oxygen is supplied to the engine chamber directly from the receiver, and hydrogen is passed through the cooling duct before being fed into the engine chamber engine chambers, an oxygen gasifier and a “cold” heat accumulator-heat exchanger. Starting the engine in the mode of operation with burning “hot” hydrogen is carried out by taking the necessary amount of oxygen from the tank in liquid form, and before feeding it into the engine chamber, it is heated and gasified in an oxygen receiver, and the hydrogen needed to start is taken from the hydrogen receiver, which is replenished in pairs hydrogen, pumping them out of the hydrogen tank by the compressor, and before being fed into the engine chamber, they pass sequentially through the cooling path of the engine chamber, oxygen gasifier and a “hot” heat accumulator ploobmennik. Starting the engine in the mode of operation on "hot" hydrogen without burning it is carried out by taking the required amount of hydrogen from the corresponding receiver and feeding it into the engine chamber in the same way as when starting the engine in the mode with burning of "hot" hydrogen.

Кислород, необходимый для работы двигателя в режимах со сжиганием "холодного" или "горячего" водорода, забирают их бака в жидком виде и перед подачей в камеру двигателя газифицируют путем его нагрева водородом, прошедшим тракт охлаждения камеры двигателя, а водород, необходимый для работы двигателя на всех трех режимах, забирают из бака в жидком виде и из ресивера в газовой фазе и перед подачей в камеру двигателя нагревают и полностью газифицируют, пропуская через тракт охлаждения камеры двигателя, охлаждают в газификаторе кислорода при работе двигателя в режимах со сжиганием "холодного" или "горячего" водорода и в зависимости от режима работы двигателя пропускают через "холодный" или "горячий" тепловой аккумулятор-теплообменник. The oxygen necessary for the engine to work in the regimes with the combustion of “cold” or “hot” hydrogen is taken away from their tank in liquid form and, before being fed into the engine chamber, they are gasified by heating it with hydrogen that has passed through the cooling path of the engine chamber, and the hydrogen necessary for the engine to work in all three modes, they are taken from the tank in liquid form and from the receiver in the gas phase, and before being fed into the engine chamber, they are heated and completely gasified, passing through the cooling path of the engine chamber, cooled in an oxygen gasifier at engine bot in the modes with combustion of "cold" or "hot" hydrogen and, depending on the operating mode of the engine, they are passed through a "cold" or "hot" heat accumulator-heat exchanger.

Кроме того, в определенные промежутки времени, в течение которых не требуется потребление электроэнергии от солнечной батареи на нагрев теплового аккумулятора-теплообменника, часть водорода в газовой фазе может быть подана из ресивера в электронагревные двигатели с одновременным подключением к этим двигателям электропитания от солнечной батареи. Изобретение поясняется чертежами. In addition, at certain periods of time, during which the energy consumption from the solar battery is not required to heat the heat accumulator-heat exchanger, part of the hydrogen in the gas phase can be supplied from the receiver to the electric heating engines with the simultaneous connection of solar battery power to these engines. The invention is illustrated by drawings.

На фиг.1 представлена схема межорбитального перелета разгонного блока с СТРД. Figure 1 presents a diagram of the interorbital flight of the upper stage with the STRD.

На фиг.2 изображена схема предлагаемого СТРД. Figure 2 shows a diagram of the proposed STRD.

На фиг.3 изображена схема СТРД с электронагревными двигателями. Figure 3 shows a diagram of a jet engine with electric heating engines.

Согласно изобретению двигатель (фиг.2) содержит солнечную батарею (СБ) 1, электрический регулятор 2, высокотемпературный электронагреватель (ВЭН) 3, тепловой аккумулятор-теплообменник (ТАТ) 4, камеру двигателя (КД) 5, бак с жидким водородом 6, бак с жидким кислородом 7, систему подачи жидкого водорода с электронасосом 8, клапанами, трубопроводами и т.п., систему подачи жидкого кислорода с электронасосом 9 (кислородом электронасосом), клапанами, трубопроводами и т.п., водородный компрессор 10, ресивер газообразного водорода 11, газификатор жидкого кислорода 12, ресивер газообразного кислорода с электроподогревателем 13. На фиг.2 и фиг.3 стрелками обозначены направления движения кислорода (О2) и водорода (H2) в газовой (с индексом "г") и жидкой (с индексом "ж") фазах.According to the invention, the engine (figure 2) contains a solar battery (SB) 1, an electric controller 2, a high-temperature electric heater (VEN) 3, a heat accumulator-heat exchanger (TAT) 4, an engine chamber (KD) 5, a tank with liquid hydrogen 6, a tank with liquid oxygen 7, a liquid hydrogen supply system with an electric pump 8, valves, pipelines, etc., a liquid oxygen supply system with an electric pump 9 (oxygen electric pump), valves, pipelines, etc., a hydrogen compressor 10, a hydrogen gas receiver 11, liquid acid gasifier Orode 12, a receiver of gaseous oxygen with an electric heater 13. In figure 2 and figure 3, the arrows indicate the directions of movement of oxygen (O 2 ) and hydrogen (H 2 ) in the gas (with the index "g") and liquid (with the index "g" ) phases.

Двигатель в процессе межорбитального перелета (см. фиг.1) работает последовательно на трех режимах: со сжиганием "холодного" водорода с кислородом, со сжиганием "горячего" водорода с кислородом и на "горячем" водороде без его сжигания. После выведения орбитального комплекса (ОК) ракетой-носителем (РН) на низкую близкую к круговой орбиту высотой ~200 км и отделения последней ступени РН СБ1 остается в сложенном состоянии, во избежание торможения ОК из-за относительно высокой плотности атмосферы, и не питает электроэнергией ВЭН3. Поэтому ТАТ4 находится в холодном состоянии. На этой орбите в определенный момент времени осуществляется первое включение двигателя в работу на режиме со сжиганием "холодного" водорода, для чего водород в газовой фазе из заранее заполненного, например, перед стартом, ресивера 11 подается по линии подачи водорода последовательно через тракт охлаждения КД5, газификатор кислорода 12 и "холодный" ТАТ4 в КД5. Одновременно с этим в КД5 подается в газовой фазе кислород из также заранее заполненного ресивера 13. Воспламенение этих компонентов в данном случае может осуществляться, например, электроискровым способом. Массовое соотношение расходов кислорода и водорода на этом режиме Кm=5...6. После запуска двигателя возникает осевая перегрузка, в результате чего жидкие водород и кислород в баках 6 и 7 приливают к заборным устройствам, что обеспечивает работу электронасосов 8 и 9. The engine during the interorbital flight (see figure 1) operates sequentially in three modes: with the burning of “cold” hydrogen with oxygen, with the burning of “hot” hydrogen with oxygen and with “hot” hydrogen without burning it. After the orbital complex (OK) is launched by the launch vehicle (LV) to a low, close to a circular orbit, height of ~ 200 km and the last stage is separated, the SB1 LV remains in a folded state to avoid inhibition of the OK due to the relatively high density of the atmosphere and does not supply electricity VEN3. Therefore, TAT4 is in a cold state. In this orbit, at a certain point in time, the engine is first put into operation in the “cold” hydrogen mode, for which purpose the hydrogen in the gas phase is filled from the receiver 11, for example, before starting, for example, through the hydrogen supply line sequentially through the KD5 cooling path, oxygen gasifier 12 and “cold” TAT4 in KD5. At the same time, in KD5 oxygen is supplied in the gas phase from a previously filled receiver 13. In this case, ignition of these components can be carried out, for example, by the spark method. The mass ratio of oxygen and hydrogen in this mode is Km = 5 ... 6. After the engine starts, axial overload occurs, as a result of which liquid hydrogen and oxygen in tanks 6 and 7 are added to the intake devices, which ensures the operation of electric pumps 8 and 9.

После запуска работа двигателя осуществляется подачей водорода и кислорода в КД 5 также в газовых фазах. При этом жидкий водород из бака 6 насосом 8 подается в тракт охлаждения КД 5, где газифицируется и нагревается примерно до (350...400) К, затем подается в горячий контур газификатора кислорода 12 и далее через ТАТ4 поступает в КД5, а жидкий кислород из бака 7 насосом 9 подается в газификатор 12, где подогревается водородом и газифицируется, после чего поступает в КД5. Продукты сгорания водорода с кислородом, истекая из камеры двигателя, создают тягу в течение заданного времени, после чего двигатель выключается путем прекращения подачи водорода и кислорода. After starting, the engine is operated by supplying hydrogen and oxygen to the KD 5 also in the gas phases. In this case, liquid hydrogen from the tank 6 is pumped by pump 8 into the cooling duct KD 5, where it is gasified and heated to about (350 ... 400) K, then it is fed into the hot loop of the oxygenifier 12 and then through TAT4 it enters KD5, and liquid oxygen from tank 7, pump 9 is fed into gasifier 12, where it is heated with hydrogen and gasified, after which it enters KD5. The products of the combustion of hydrogen with oxygen, flowing out of the engine chamber, create traction for a predetermined time, after which the engine is turned off by stopping the supply of hydrogen and oxygen.

В результате получения первого импульса тяги ОК движется по эллиптической траектории с высотой апогея ~400 км. В районе этого апогея осуществляется второе включение двигателя и его работа в режиме сжигания "холодного" водорода по вышеописанной схеме. После второго импульса тяги ОК переходит на круговую орбиту высотой ~400 км. На этой орбите СБ 1 развертывается в рабочее положение и в процессе пассивного движения ОК питает электроэнергией через регулятор 2 ВЭН 3, который заряжает ТАТ 4 тепловой энергией в течение нескольких часов. As a result of obtaining the first thrust impulse, the OK moves along an elliptical trajectory with an apogee height of ~ 400 km. In the region of this apogee, the engine is switched on for the second time and its operation in the “cold” hydrogen combustion mode is carried out according to the above scheme. After the second thrust impulse, the OK passes to a circular orbit with an altitude of ~ 400 km. In this orbit, SB 1 deploys to its operating position and, in the process of passive movement, the OK feeds electricity through the 2 VEN 3 regulator, which charges the TAT 4 with thermal energy for several hours.

После того, как ТАТ 4 воспримет от ВЭН 3 требуемое количество тепловой энергии и нагреется до заданной температуры, в определенный момент времени осуществляется первое включение двигателя на режиме со сжиганием "горячего" (нагретого в ТАТ 4) водорода. При этом Km может быть установленным от ~5 до ~ 2. В данном случае запуск и работа двигателя на заданном режиме осуществляется по той же схеме, что и в случае работы со сжиганием "холодного" водорода, за исключением того, что ресивер 11 наполнен водородом путем откачки из бака 6 компрессором 10 паров водорода, а ресивер 13 наполнен кислородом подачей его в жидком виде из бака 7 насосом 9 с последующим его испарением за счет электроподогрева и что водород перед подачей в КД5 нагревается до высокой температуры в ТАТ4, благодаря чему водород и кислород при смешении в КД5 самовоспламеняются. After TAT 4 receives from VEN 3 the required amount of thermal energy and heats up to a predetermined temperature, at a certain point in time, the engine is first turned on in the mode with burning of "hot" (heated in TAT 4) hydrogen. In this case, Km can be set from ~ 5 to ~ 2. In this case, the engine is started and operated in the specified mode according to the same scheme as in the case of work with the combustion of "cold" hydrogen, except that the receiver 11 is filled with hydrogen by pumping 10 vapors of hydrogen from the tank 6 with a compressor, and the receiver 13 is filled with oxygen by supplying it in liquid form from the tank 7 by pump 9 with its subsequent evaporation due to electric heating and that hydrogen is heated to a high temperature in TAT4 before being fed to KD5, due to which hydrogen and oxygen pr mixing in KD5 ignite spontaneously.

После первого импульса тяги при работе двигателя в режиме сжигания "горячего" водорода ОК совершает движение на первом эллиптическом витке траектории межорбитального перелета. После зарядки ТАТ4 в процессе пассивного движения ОК на этом витке при подходе к перигейному участку производится второе включение двигателя. Такой процесс многократно повторяется вплоть до полной выработки запаса кислорода из бака 7 и завершения первой (перигейной) фазы выведения. After the first impulse of thrust during operation of the engine in the mode of burning "hot" hydrogen, the OK makes movement on the first elliptical coil of the trajectory of the interorbital flight. After charging TAT4 in the process of passive OK movement at this turn, when approaching the perigee section, the second engine is turned on. This process is repeated many times until the complete exhaustion of oxygen from tank 7 and the completion of the first (perigee) phase of excretion.

На второй фазе выведения двигатель работает в основном при движении ОК на апогейных участках на "горячем" водороде, нагретом в ТАТ4, без его сжигания. В этом случае многократный запуск осуществляется путем подачи газообразного водорода из ресивера 11 последовательно через тракт охлаждения КД5, газификатор кислорода 12 и прогретый ТАТ4 в КД5, истекая из которой нагретый водород создает тягу и, следовательно, осевую перегрузку, необходимую для нормальной работы насоса 8. После запуска двигателя водород, забираемый из бака 6 насосом 8, подается в КД5 тем же путем, что и при работе двигателя в режиме со сжиганием "горячего" водорода. Последний импульс тяги двигатель выдает перед выходом ОК на заданную ВЭО (в рассматриваемом случае - на ГСО). In the second phase of withdrawal, the engine operates mainly when OK moves at apogee sections on “hot” hydrogen heated in TAT4, without burning it. In this case, multiple start-ups are carried out by supplying gaseous hydrogen from the receiver 11 sequentially through the cooling duct KD5, oxygen gasifier 12 and the heated TAT4 to KD5, out of which heated hydrogen creates traction and, consequently, axial overload necessary for normal operation of pump 8. After of starting the engine, the hydrogen taken from the tank 6 by the pump 8 is supplied to the KD5 in the same way as when the engine was operating in the mode with burning of "hot" hydrogen. The engine gives the last impulse of thrust before the OK output to the given VEO (in the case under consideration, to the GSO).

Таким образом, наличие в составе СТРД водородного и кислородного ресиверов, давление в которых превышает давление в камере двигателя, обеспечивает простой и надежный многократный запуск двигателя в условиях невесомости, а наличие газификатора кислорода обеспечивает при работе в режиме со сжиганием высокую полноту сгорания, малые потери удельного импульса тяги и возможность эффективной работы КД 5 в широком диапазоне Km от ~5 до ~2. Thus, the presence of hydrogen and oxygen receivers in the STRD, the pressure of which exceeds the pressure in the engine chamber, provides a simple and reliable multiple start-up of the engine in zero gravity conditions, and the presence of an oxygen gasifier ensures high completeness of combustion and low specific losses during operation with combustion thrust momentum and the possibility of efficient operation of KD 5 in a wide range of Km from ~ 5 to ~ 2.

Ресивер 11 периодически пополняется испаренным в баке 6 водородом, который отбирается с помощью компрессора 10 и нагнетается в ресивер под относительно высоким давлением, например, 3...4 МПа. Таким путем решается задача минимизации давления в водородном баке без непроизводительных потерь водорода на дренаж в окружающую среду. The receiver 11 is periodically replenished with hydrogen evaporated in the tank 6, which is taken out with the help of the compressor 10 and injected into the receiver at a relatively high pressure, for example, 3 ... 4 MPa. In this way, the problem of minimizing the pressure in the hydrogen tank is solved without unproductive losses of hydrogen for drainage into the environment.

Ресивер 13 также периодически пополняется кислородом, который подается в ресивер в жидком виде насосом 9, подогревается электронагревателем, встроенным в ресивер 13 и получающим электроэнергию от СБ 1 через регулятор 2, и испаряется. Давление в заполненном ресивере 13 поддерживается примерно таким же, как и в ресивере 11. The receiver 13 is also periodically replenished with oxygen, which is supplied to the receiver in liquid form by the pump 9, is heated by an electric heater built into the receiver 13 and receiving electricity from SB 1 through the regulator 2, and evaporates. The pressure in the filled receiver 13 is maintained approximately the same as in the receiver 11.

Для увеличения полноты использования солнечной энергии для нагрева водорода, повышения среднеинтегрального удельного импульса тяги и сокращения времени межорбитального перелета в состав СТРД могут быть введены электронагревные двигатели (ЭНД) малой тяги 14 (например, два), которые работают на газообразном водороде, подаваемом из водородного ресивера. Схема такого СТРД приведена на фиг. 3. ЭНД включаются в работу и потребляют основную часть электроэнергии СБ1 через регулятор 2 в конце первой и в течение всей второй фазы выведения на тех участках траектории, на которых ВЭН3 не потребляет электроэнергию для зарядки ТАТ4. Введение в состав СТРД ЭНД 14, в которых температура нагрева водорода может достигать 2400 К, обеспечивает высокоэффективное использование значительной части испаренного в баке 6 водорода, что увеличивает среднеинтегральный удельный импульс тяги СТРД и создает дополнительные импульсы тяги, что, в свою очередь, сокращает время межорбитального перелета. To increase the completeness of the use of solar energy for heating hydrogen, to increase the average integral specific impulse of thrust and to reduce the time of interorbital flight, low-thrust electric motors (END) 14 (for example, two) that run on gaseous hydrogen supplied from a hydrogen receiver can be introduced into the STRD . A diagram of such a STRD is shown in FIG. 3. ENDs are included in the operation and consume the bulk of the electric power SB1 through regulator 2 at the end of the first and throughout the second phase of removal in those sections of the trajectory where VEN3 does not consume electricity to charge TAT4. The introduction of STRD END 14, in which the temperature of heating of hydrogen can reach 2400 K, provides highly efficient use of a significant part of the hydrogen vaporized in tank 6, which increases the average integral specific impulse of traction of STRD and creates additional impulses of traction, which, in turn, reduces the time of interorbital flight.

Унификация СТРД может быть достаточно просто обеспечена, если в составе двигателя будет использоваться кислородный насос 9 с регулируемым в широких пределах расходом за счет, например, соответствующего регулирования электропривода. Как показывают проведенные расчеты, унифицированный двигатель должен во всех случаях использоваться с полностью заправленным водородным баком. При запусках КА на ГСО с космодромов, расположенных на высоких широтах (например, космодром Плесецк) является выгодным, чтобы унифицированный двигатель работал в режиме сжигания "горячего" водорода при больших значениях Кm~5, кислородный бак заправлялся полностью, а кислородный насос настраивался на максимальный расход. И, наоборот, при запусках с низких широт (например, космодром Куру) выгодна работа унифицированного двигателя в указанном режиме при малых значениях Кm=2...3 и соответственно при неполной заправке кислородного бака и настройке кислородного насоса на пониженный расход. По мере роста грузоподъемности применяемых РН выгодно также повышать Km и соответственно увеличивать заправку кислородного бака и расход кислородного насоса. The unification of the jet engine can be quite simply ensured if the engine uses an oxygen pump 9 with a widely controlled flow rate due to, for example, appropriate regulation of the electric drive. As the calculations show, the unified engine should in all cases be used with a completely filled hydrogen tank. When launching the spacecraft at the GSO from cosmodromes located at high latitudes (for example, the Plesetsk cosmodrome), it is advantageous for the unified engine to operate in the mode of burning “hot” hydrogen at high values of Km ~ 5, the oxygen tank to refuel completely, and the oxygen pump to adjust to the maximum consumption. And, conversely, when starting from low latitudes (for example, the Kuru Cosmodrome), the operation of a unified engine in the indicated mode is beneficial at small values of Km = 2 ... 3 and, accordingly, when the oxygen tank is incomplete and the oxygen pump is set to a lower flow rate. As the load capacity of the used LVs increases, it is also advantageous to increase Km and, accordingly, increase the filling of the oxygen tank and the flow rate of the oxygen pump.

Оценка эффективности предлагаемого СТРД в составе СМТ проводилась применительно к задаче выведения КА на ГСО в комплексе с перспективной РН грузоподъемностью на НИО при старте с космодрома Плесецк ~11 т при следующих исходных данных:
- электрическая мощность СБ, потребляемая ВЭН для нагрева теплового аккумулятора-теплообменника - 17 кВт;
- температура нагрева водорода в ТАТ при работе в режиме со сжиганием "горячего" водорода - 1500 К, а при работе на "горячем" водороде без его сжигания - 2000 К;
- рабочая энергоемкость ТАТ - 300 МДж при работе в режиме со сжиганием "горячего" водорода и - 450 МДж при работе на "горячем" водороде без его сжигания;
- температура нагрева водорода в ЭНД - 2400 К;
- соотношение компонентов при работе двигателя в режимах со сжиганием "холодного" и "горячего" водорода Кm=5;
- рабочий запас водорода - 2500 кг;
- рабочий запас кислорода - 4125 кг;
- удельный импульс тяги КД при работе в режиме со сжиганием "холодного" водорода - 462 с, при работе со сжиганием "горячего" водорода - 511 с, а при работе на "горячем" водорода без сжигания - 750 с;
- количество ЭНД - 2;
- электрическая мощность СБ, потребляемая одним ЭНД - 8,5 кВт;
- удельный импульс тяги ЭНД - 810 с;
- удельный теплоприток к водороду в баке - 1,5 Вт/м2;
- расход водорода при работе КД на всех режимах одинаков и равен 0,026 кг/с;
- расход кислорода при работе КД в режимах со сжиганием "холодного" и "горячего" водорода - 0,13 кг/с;
- расход водорода в двух ЭНД - 0,000462 кг/с;
- рабочее давление в кислородном и водородном баках - 0,2 МПа.The evaluation of the effectiveness of the proposed JET as part of the SMT was carried out in relation to the task of launching a spacecraft at a GSO in combination with a promising LV carrying capacity at a research and development facility at launch from Plesetsk Cosmodrome ~ 11 t with the following initial data:
- SB electric power consumed by VEN for heating a heat accumulator-heat exchanger - 17 kW;
- the temperature of hydrogen heating in the TAT when operating in the mode with burning “hot” hydrogen is 1500 K, and when working on “hot” hydrogen without burning it, 2000 K;
- the working energy intensity of the TAT is 300 MJ when operating in the mode with burning “hot” hydrogen and - 450 MJ when operating on “hot” hydrogen without burning it;
- the temperature of hydrogen heating in the END is 2400 K;
- the ratio of components during engine operation in modes with the combustion of "cold" and "hot" hydrogen Km = 5;
- working stock of hydrogen - 2500 kg;
- working supply of oxygen - 4125 kg;
- the specific impulse of KD thrust during operation in the regime with the burning of “cold” hydrogen is 462 s, during the work with the burning of “hot” hydrogen - 511 s, and during the work on the “hot” hydrogen without burning - 750 s;
- the amount of END - 2;
- SB electric power consumed by one END - 8.5 kW;
- specific impulse of traction END - 810 s;
- specific heat gain to hydrogen in the tank - 1.5 W / m 2 ;
- hydrogen consumption during the operation of the CD in all modes is the same and equal to 0.026 kg / s;
- oxygen consumption during CD operation in the regimes with the combustion of "cold" and "hot" hydrogen - 0.13 kg / s;
- hydrogen consumption in two END - 0.000462 kg / s;
- working pressure in oxygen and hydrogen tanks - 0.2 MPa.

При таких условиях использование предлагаемого (фиг.3) СТРД в составе СМТ позволит выводить на ГСО КА массой ~2820 кг при длительности межорбитального перелета около 49 суток. При этом среднеинтегральный удельный импульс тяги СТРД равен 601,5 с, а количество испарившегося в баке водорода, эффективно использованного для создания импульсов тяги, составляет около 850 кг. Under such conditions, the use of the proposed (Fig. 3) STRD as part of the SMT will allow to output ~ 2820 kg to the GSO spacecraft with an interorbital flight duration of about 49 days. In this case, the average integral specific impulse of thrust of the jet engine is equal to 601.5 s, and the amount of hydrogen evaporated in the tank, effectively used to create impulses of thrust, is about 850 kg.

В случае отсутствия в составе СТРД ЭНД (схема на фиг.2), когда весь испарившийся водород расходуется через КД5, среднеинтегральный удельный импульс тяги равен 593,5 с, т.е. на ~1,3% меньше, чем в предыдущем варианте. При этом масса КА на ГСО снизилась незначительно (на ~30 кг), но время межорбитального перелета увеличилось до ~90 суток, т.е. почти вдвое. If there is no END in the composition of the jet engine (diagram in figure 2), when all the evaporated hydrogen is consumed through KD5, the average integral specific impulse of thrust is 593.5 s, i.e. ~ 1.3% less than in the previous version. At the same time, the spacecraft mass at GSO decreased slightly (by ~ 30 kg), but the interorbital flight time increased to ~ 90 days, i.e. almost doubled.

Использование предлагаемого СТРД в составе СМТ вместо современных и перспективных ЖРД позволит увеличить массу КА, выводимого на ГСО, в 1,5...2 раза. При этом просто и надежно обеспечивается многократный запуск СТРД в невесомости, высокая полнота сгорания (при работе в режимах со сжиганием водорода) и эффективное использование испарившегося от внешних теплопритоков водорода. Using the proposed JET as part of the SMT instead of modern and promising LREs will increase the mass of spacecraft displayed on the GSO by 1.5 ... 2 times. At the same time, multiple launch of the jet in zero gravity, high completeness of combustion (when operating in modes with hydrogen burning) and efficient use of hydrogen evaporated from external heat inflows are simply and reliably ensured.

Предлагаемый СТРД может эффективно использоваться как унифицированный двигатель в составе СМТ в комплексе с РН грузоподъемностью на НИО от 7 до 23 т, стартующих с различных космодромов. The proposed jet engine can be effectively used as a unified engine as part of the SMT in combination with launch vehicles with carrying capacities for research and development from 7 to 23 tons, starting from various cosmodromes.

Источники информации
1. 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.Sources of information
1. P. Frye, G. Law. 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.

2. Патент РФ на изобретение 2126493 "Солнечный тепловой ракетный двигатель". Приоритет от 18.03.98, патентообладатель ФГУП Центр Келдыша. 2. RF patent for the invention 2126493 "Solar thermal rocket engine." Priority from 03/18/98, patent holder of the Federal State Unitary Enterprise Keldysh Center.

Claims (5)

1. Солнечный тепловой ракетный двигатель (СТРД), содержащий приемное устройство солнечного изучения в виде солнечной батареи, тепловой аккумулятор-теплообменник с высокотемпературным электронагревателем, питаемым солнечной батареей, баки с жидким водородом и кислородом, системы подачи водорода и кислорода с электронасосами, камеру двигателя, отличающийся тем, что двигатель снабжен компрессором и ресивером газообразного водорода, установленными на линии отбора испарившегося водорода из водородного бака, газификатором кислорода, установленным после кислородного электронасоса на линии подачи кислорода в камеру двигателя и на линии подачи водорода из тракта охлаждения камеры двигателя в тепловой аккумулятор-теплообменник, и размещенным после кислородного электронасоса на линии подачи кислорода в камеру двигателя ресивером газообразного кислорода с электроподогревателем, питаемым электроэнергией от солнечной батареи. 1. Solar thermal rocket engine (STRD), containing a solar study receiver in the form of a solar battery, a heat accumulator-heat exchanger with a high-temperature electric heater powered by a solar battery, tanks with liquid hydrogen and oxygen, hydrogen and oxygen supply systems with electric pumps, an engine chamber, characterized in that the engine is equipped with a compressor and a receiver of gaseous hydrogen installed on the line for the selection of evaporated hydrogen from the hydrogen tank, an oxygen gasifier, after the oxygen electric pump on the line for supplying oxygen to the engine chamber and on the line for supplying hydrogen from the cooling path of the engine chamber to the heat accumulator-heat exchanger, and placed after the oxygen pump on the line for supplying oxygen to the engine chamber with a gaseous oxygen receiver with an electric heater powered by electricity from the solar battery . 2. СТРД по п. 1, отличающийся тем, что двигатель снабжен водородными электронагревными двигателями, питаемыми электроэнергией солнечной батареи и установленными на линии отбора испарившегося водорода после водородного ресивера. 2. STRD according to claim 1, characterized in that the engine is equipped with hydrogen electric heating engines powered by electric energy of the solar battery and installed on the sampling line of evaporated hydrogen after the hydrogen receiver. 3. СТРД по одному из пп. 1 и 2, отличающийся тем, что кислородный электронасос выполнен с регулируемым расходом. 3. STRD according to one of paragraphs. 1 and 2, characterized in that the oxygen electric pump is made with an adjustable flow rate. 4. Способ работы солнечного теплового ракетного двигателя (СТРД), включающий подачу кислорода и водорода в камеру двигателя при работе двигателя в режимах со сжиганием "холодного" или нагретого в тепловом аккумуляторе-теплообменнике "горячего" водорода с кислородом и подачу водорода в камеру двигателя в режиме работы на "горячем" водороде без его сжигания, а также периодический нагрев теплового аккумулятора-теплообменника электроэнергией от солнечной батареи, обеспечивающий работу камеры двигателя на "горячем" водороде, отличающийся тем, что подачу водорода и кислорода при запусках и работе двигателя на всех режимах осуществляют в газовых фазах, для чего необходимое количество кислорода и водорода для запусков двигателя в режиме работы со сжиганием "холодного" водорода забирают из соответствующих предварительно заполненных ресиверов, причем кислород подают в камеру двигателя непосредственно из ресивера, а водород перед подачей в камеру двигателя пропускают последовательно через тракт охлаждения камеры двигателя, газификатор кислорода и "холодный" тепловой аккумулятор-теплообменник, а при запусках двигателя в режиме работы со сжиганием "горячего" водорода необходимое количество кислорода забирают из бака в жидком виде и перед подачей в камеру двигателя нагревают и газифицируют его в кислородном ресивере, а необходимый для запуска водород забирают из водородного ресивера, который пополняют парами водорода, откачивая их из водородного бака компрессором, а перед подачей в камеру двигателя пропускают последовательно через тракт охлаждения камеры двигателя, газификатор кислорода и "горячий" тепловой аккумулятор-теплообменник, при запуске двигателя в режиме работы без сжигания водорода забирают нужное количество водорода из ресивера и перед его подачей в камеру двигателя пропускают последовательно через тракт охлаждения камеры двигателя, газификатор кислорода и "горячий" тепловой аккумулятор-теплообменник, кислород, необходимый для работы двигателя в режимах сжигания "холодного" и "горячего" водорода, забирают из бака в жидком виде и перед подачей в камеру двигателя газифицируют путем его нагрева водородом, прошедшим тракт охлаждения камеры сгорания, а водород, необходимый для работы двигателя на всех трех режимах, забирают из бака в жидком виде и из ресивера в газовой фазе и перед подачей в камеру двигателя нагревают и полностью газифицируют, пропуская через тракт охлаждения камеры двигателя, охлаждают в газификаторе кислорода при работе двигателя в режимах сжигания "холодного" или "горячего" водорода и, в зависимости от режима работы двигателя, пропускают через "холодный" или "горячий" тепловой аккумулятор-теплообменник. 4. The method of operation of a solar thermal rocket engine (STRD), which includes the supply of oxygen and hydrogen to the engine chamber when the engine is operating in modes with combustion of “cold” or heated “hot” hydrogen with oxygen in a heat storage battery-heat exchanger and supplying hydrogen to the engine chamber in operating mode on "hot" hydrogen without burning it, as well as periodic heating of the heat accumulator-heat exchanger with electric energy from the solar battery, ensuring the operation of the engine chamber on "hot" hydrogen, which differs that the supply of hydrogen and oxygen during engine starts and operation in all modes is carried out in the gas phases, for which the necessary amount of oxygen and hydrogen for engine starts in the "cold" hydrogen burning mode is taken from the corresponding pre-filled receivers, and oxygen is supplied to the chamber engine directly from the receiver, and hydrogen, before being fed into the engine chamber, is passed sequentially through the cooling path of the engine chamber, oxygen gasifier and a “cold” heat accumulator the heat exchanger, and when the engine starts in the “hot” hydrogen mode, the required amount of oxygen is taken from the tank in liquid form and before it is fed into the engine chamber, it is heated and gasified in the oxygen receiver, and the hydrogen needed to start is taken from the hydrogen receiver, which is replenished with hydrogen vapors, pumping them out of the hydrogen tank with a compressor, and before being fed into the engine chamber, they are passed sequentially through the cooling path of the engine chamber, oxygen gasifier and “hot” heat the accumulator-heat exchanger, when starting the engine in operation without burning hydrogen, the right amount of hydrogen is taken from the receiver and before being fed into the engine chamber, they are passed sequentially through the cooling path of the engine chamber, oxygen gasifier and a “hot” heat accumulator-heat exchanger, oxygen necessary for operation engine in the modes of burning "cold" and "hot" hydrogen, taken from the tank in liquid form and before being fed into the engine chamber, gasified by heating it with hydrogen, which passed the path is cooled a combustion chamber, and the hydrogen required for the engine to operate in all three modes is taken from the tank in liquid form and from the receiver in the gas phase, and before being fed into the engine chamber, it is heated and completely gasified by passing through the cooling path of the engine chamber, it is cooled in an oxygen gasifier when the engine is operating in the combustion modes of “cold” or “hot” hydrogen and, depending on the engine operating mode, they are passed through a “cold” or “hot” heat accumulator-heat exchanger. 5. Способ работы СТРД по п. 4, отличающийся тем, что в определенные промежутки времени, в течение которых не требуется потребление электроэнергии от солнечной батареи на нагрев теплового аккумулятора-теплообменника, часть водорода в газовой фазе подают из ресивера в электронагревные двигатели и одновременно с этим подключают к этим двигателям электропитание от солнечной батареи. 5. The method of operation of the jet engine according to claim 4, characterized in that, at certain time intervals during which the energy consumption from the solar battery is not required to heat the heat accumulator-heat exchanger, part of the hydrogen in the gas phase is supplied from the receiver to the electric heating engines and simultaneously with This connects solar power to these engines.
RU2002106714A 2002-03-15 2002-03-15 Solar heat rocket engine and method of its operation RU2197630C1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2002106714A RU2197630C1 (en) 2002-03-15 2002-03-15 Solar heat rocket engine and method of its operation
PCT/RU2003/000087 WO2003078818A1 (en) 2002-03-15 2003-03-12 Solar-heated rocket engine and the operating method thereof

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2002106714A RU2197630C1 (en) 2002-03-15 2002-03-15 Solar heat rocket engine and method of its operation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2197630C1 true RU2197630C1 (en) 2003-01-27

Family

ID=20255410

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2002106714A RU2197630C1 (en) 2002-03-15 2002-03-15 Solar heat rocket engine and method of its operation

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2197630C1 (en)
WO (1) WO2003078818A1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2447311C2 (en) * 2008-09-17 2012-04-10 Владислав Сергеевич Буриков Operation mode and design of jet propulsion motor (versions)
RU2447313C1 (en) * 2011-01-18 2012-04-10 Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Restartable liquid-propellant engine (versions)
RU2492342C1 (en) * 2012-01-17 2013-09-10 Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" (ГНЦ ФГУП "Центр Келдыша") Pumpless cryogenic liquid propellant rocket engine (versions)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2976626B1 (en) 2011-06-17 2013-07-05 Snecma CRYOGENIC PROPULSIVE ASSEMBLY
FR3000995B1 (en) * 2013-01-11 2015-07-24 Snecma ERGOL SUPPLY CIRCUIT AND COOLING METHOD

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3307355A (en) * 1961-10-31 1967-03-07 Gen Electric Augmentation system for reaction engine using liquid fuel for cooling
US3721093A (en) * 1963-11-20 1973-03-20 Texaco Inc Reaction propulsion engine with vaporized fuel driven turbine
USRE32918E (en) * 1983-03-11 1989-05-09 Technion, Inc. Heater/emitter assembly
DE3824160A1 (en) * 1988-07-16 1990-01-18 Erno Raumfahrttechnik Gmbh HIGH PERFORMANCE ENGINE
RU2028503C1 (en) * 1990-05-07 1995-02-09 Головное конструкторское бюро научно-производственного объединения "Энергия" им.акад.С.П.Королева Solar heat rocket engine
US5228293A (en) * 1992-07-06 1993-07-20 Mechanical Technology Inc. Low temperature solar-to-electric power conversion system
RU2126493C1 (en) * 1998-03-18 1999-02-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им. М.В.Келдыша" Solar thermal rocket engine

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2447311C2 (en) * 2008-09-17 2012-04-10 Владислав Сергеевич Буриков Operation mode and design of jet propulsion motor (versions)
RU2447313C1 (en) * 2011-01-18 2012-04-10 Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Restartable liquid-propellant engine (versions)
RU2492342C1 (en) * 2012-01-17 2013-09-10 Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" (ГНЦ ФГУП "Центр Келдыша") Pumpless cryogenic liquid propellant rocket engine (versions)

Also Published As

Publication number Publication date
WO2003078818A1 (en) 2003-09-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2282744C2 (en) Low-thrust cryogenic propulsion module
US9850008B2 (en) Integrated vehicle fluids
US11846248B1 (en) Integrated vehicle fluids
US11181076B2 (en) Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer
RU2647353C2 (en) Propellant feed circuit and cooling method
US10654592B2 (en) Integration of fuel cell with cryogenic source for cooling and reactant
US10717550B1 (en) Integrated vehicle fluids
US20220315251A1 (en) Space Mission Energy Management Architecture
EP2602465B1 (en) Methods and systems for propelling an externally feeded vehicle
RU2197630C1 (en) Solar heat rocket engine and method of its operation
RU2364742C1 (en) Liquid-propellant rocket engine of multiple start-up (versions)
RU2447313C1 (en) Restartable liquid-propellant engine (versions)
EP2150694B1 (en) Cryotechnic space propulsion device and its control method
JP3879337B2 (en) Engine system using laser light
RU2492342C1 (en) Pumpless cryogenic liquid propellant rocket engine (versions)
US20220127019A1 (en) Rocket propulsion system, method, and spacecraft
US20160237951A1 (en) Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber
RU2126493C1 (en) Solar thermal rocket engine
FR2975441A1 (en) Repressurizing system for use in supply system of rocket engine for repressurizing container containing liquid phase and gas phase of cryogenic propellant, has heating device for reheating cryogenic propellant
US11970997B1 (en) Integrated vehicle fluids for upper stage launch vehicle with internal combustion engine
RU2299160C2 (en) Method for delivery of raw material to orbit, rocket power plant, rocket on its base, method for injection of space vehicles into geostationary orbit, transportation system for its realization and transportation-fueling system
US20240018951A1 (en) Chemical-Microwave-Electrothermal Thruster
Fiot et al. Low thrust propulsion systems for ELV upper stage System and stage analysis
EA025727B1 (en) Method for disposing of radioactive waste in outer space and spacecraft for implementing same
VanWoerkom Nano Icy Moons Propellant Harvester