RU2238422C2 - Air space system launch vehicle first stage propulsion unit - Google Patents
Air space system launch vehicle first stage propulsion unit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2238422C2 RU2238422C2 RU2002130109/06A RU2002130109A RU2238422C2 RU 2238422 C2 RU2238422 C2 RU 2238422C2 RU 2002130109/06 A RU2002130109/06 A RU 2002130109/06A RU 2002130109 A RU2002130109 A RU 2002130109A RU 2238422 C2 RU2238422 C2 RU 2238422C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- tank
- liquid oxygen
- liquid
- launch vehicle
- oxygen
- Prior art date
Links
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационно-космической технике и касается конструкции жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей топливный бак жидкого кислорода, используемой в первой ступени ракеты-носителя воздушно-космической системы, выполняющей воздушный старт при десантировании ее с самолета-разгонщика.The invention relates to aerospace engineering and relates to the construction of a liquid rocket propulsion system containing a liquid oxygen fuel tank used in the first stage of a launch vehicle of an aerospace system that performs an air launch when landing it from an accelerator aircraft.
Известна конструкция жидкостной ракетной двигательной установки, содержащей вертикально расположенные топливный бак горючего и топливный бак окислителя, соединенные расходными магистралями горючего и окислителя, причем магистраль окислителя проходит внутри бака горючего, с жидкостным ракетным двигателем (ЖРД), включающим турбонасосный агрегат, клапаны горючего и окислителя, газогенератор и камеру сгорания (см. Ракетно-космический комплекс. "Ракеты-носители", под ред. проф. С.О.Осипова, изд. МО СССР, М., 1981, с.203, рис.6.1). Известная двигательная установка предназначена для ракеты-носителя, стартующей вертикально из стационарного положения. При заправке этой двигательной установки компонентами ракетного топлива в конце заправки предусматривается обязательное наличие в ее топливных баках газовой "подушки", необходимой для обеспечения надежного запуска ЖРД, при этом расходные магистрали, соединяющие топливные баки с ЖРД, заполняются компонентами топлива. В то же время, наличие свободной газовой (парогазовой) фазы в заправленных топливных баках ограничивает возможности использования известной двигательной установки, в частности ее нельзя использовать в первой ступени ракеты-носителя воздушно-космической системы (ВКС), выполняющей воздушный старт при десантировании ее с самолета-разгонщика. Это связано с тем, что при десантировании ракеты-носителя на находящиеся в ее баках жидкие компоненты ракетного топлива воздействуют очень сильные возмущающие ускорения и перегрузки, вызывающие, при наличии в баке свободной газовой фазы, интенсивное перемешивание жидкости и газа в объеме бака. Это может привести к попаданию значительных парогазовых включений в расходную магистраль бака и вызвать срыв подачи жидкого компонента топлива в ЖРД, что повлечет за собой не запуск или аварию ЖРД и разрушение ракеты-носителя.A known design of a liquid rocket propulsion system containing a vertically arranged fuel tank of fuel and an oxidizer fuel tank connected by fuel and oxidizer supply lines, the oxidizer line passing inside the fuel tank with a liquid rocket engine (LRE) including a turbopump assembly, fuel and oxidizer valves, a gas generator and a combustion chamber (see. Rocket-space complex. "Launch vehicles", under the editorship of Prof. S.O. Osipov, published by the Ministry of Defense of the USSR, M., 1981, p.203, Fig. 6.1). Known propulsion system is designed for a launch vehicle, starting vertically from a stationary position. When refueling this propulsion system with propellant components at the end of the refueling, it is necessary to have a gas “pillow” in its fuel tanks, which is necessary to ensure reliable launch of the liquid propellant rocket, while the supply lines connecting the fuel tanks to the liquid propellant rocket are filled with fuel components. At the same time, the presence of a free gas (combined-gas) phase in refueling fuel tanks limits the use of the known propulsion system, in particular, it cannot be used in the first stage of the launch vehicle of the aerospace system (VKS), which performs an air launch when it is dropped from an airplane accelerator. This is due to the fact that during the descent of the launch vehicle, the liquid components of the rocket fuel located in its tanks are affected by very strong disturbing accelerations and overloads, which, if there is a free gas phase in the tank, cause intensive mixing of the liquid and gas in the tank volume. This can lead to significant vapor-gas inclusions entering the fuel supply line of the tank and cause a disruption in the supply of the liquid component of the fuel to the liquid propellant rocket engine, which will entail the launch or accident of the liquid propellant rocket engine and destruction of the launch vehicle.
Наиболее близкой к предложенной является двигательная установка первой ступени ракеты-носителя воздушно-космической системы, установленной горизонтально с возможностью десантирования на борту самолета-разгонщика, содержащая топливный бак углеводородного горючего (керосина) и топливный бак криогенного окислителя жидкого кислорода, соединенные расходными магистралями углеводородного горючего и жидкого кислорода с жидкостным ракетным двигателем, при этом расходная магистраль жидкого кислорода, расположенная внутри бака углеводородного горючего на продольной оси ракеты-носителя, подключена к центральной части днища бака жидкого кислорода, который снабжен внутренней поперечной перегородкой, ограничивающей в передней части бака газожидкостной отсек, нижняя часть которого через отверстие в перегородке сообщена с основным объемом этого бака, заполненным жидким кислородом (пат. РФ №2165869, кл. B 64 G 1/14, 2000 г.). В данной двигательной установке наличие в баке окислителя газожидкостного отсека с локализованным газовым объемом, находящимся в динамическом контакте (через отверстие в перегородке) с основным объемом жидкого кислорода, не содержащим парогазовых включений, обеспечивает надежный запуск ЖРД и надежный воздушный старт ракеты-носителя при ее десантировании с самолета-разгонщика.Closest to the proposed one is the propulsion system of the first stage of the launch vehicle of the aerospace system, installed horizontally with the possibility of landing on board the accelerator aircraft, containing a fuel tank of hydrocarbon fuel (kerosene) and a fuel tank of a cryogenic oxidizer of liquid oxygen, connected by flow lines of hydrocarbon fuel and liquid oxygen with a liquid rocket engine, while the flow line of liquid oxygen located inside the hydrocarbon tank the bottom of the fuel on the longitudinal axis of the launch vehicle is connected to the central part of the bottom of the liquid oxygen tank, which is equipped with an internal transverse partition bounding the gas-liquid compartment in the front of the tank, the lower part of which is in communication with the main volume of this tank filled with liquid oxygen ( RF Patent No. 21585869, class B 64 G 1/14, 2000). In this propulsion system, the presence of a gas-liquid compartment in the oxidizer tank with a localized gas volume in dynamic contact (through an opening in the baffle) with the main volume of liquid oxygen, which does not contain vapor-gas inclusions, ensures reliable launch of the rocket engine and reliable air launch of the launch vehicle during its landing from the booster plane.
Недостатки данной двигательной установки ракеты-носителя ВКС связаны с тем, что она должна длительное время находиться в заправленном состоянии, поскольку продолжительность полета транспортирующего ракету-носитель самолета-разгонщика до места воздушного старта может составлять до 7 часов. В течение этого времени к жидкому кислороду через теплоизоляцию бака окислителя поступают значительные теплопритоки, вызывающие повышение температуры заправленного жидкого кислорода, а также его температурное расслоение (стратификацию) по высоте (т.е. диаметру) горизонтально расположенного бака с образованием в верхней части бака более прогретого слоя жидкого кислорода, наиболее подверженного вскипанию от воздействия теплопритоков. Это вынуждает, для предотвращения вскипания прогретого кислорода и обеспечения надежного запуска ЖРД при десантировании ракеты-носителя, проводить термостатирование жидкого кислорода в баке окислителя с использованием вертикальной криогенной емкости с жидким кислородом, размещенной на борту самолета-разгонщика. При этом наличие криогенной емкости с жидким кислородом и дополнительной криогенной арматурой существенно усложняет конструкцию ВКС и снижает массу выводимого на орбиту полезного груза. Необходимость термостатирования жидкого кислорода в баке окислителя при полете ВКС существенно усложняет функционирование и снижает надежность воздушно-космической системы.The disadvantages of this propulsion system of the VKS carrier rocket are that it must be in a charged state for a long time, since the duration of the flight of the booster carrier transporting the carrier rocket to the place of air launch can be up to 7 hours. During this time, significant heat inflows enter the liquid oxygen through the insulation of the oxidizer tank, causing an increase in the temperature of the charged liquid oxygen, as well as its temperature stratification (stratification) along the height (i.e. diameter) of the horizontally located tank with the formation of a warmer surface in the upper part of the tank layer of liquid oxygen, the most prone to boiling from exposure to heat influx. This forces, in order to prevent boiling of heated oxygen and to ensure reliable launch of the liquid propellant rocket when landing the booster rocket, to carry out thermostating of liquid oxygen in the oxidizer tank using a vertical cryogenic container with liquid oxygen, placed on board the booster aircraft. At the same time, the presence of a cryogenic tank with liquid oxygen and additional cryogenic valves significantly complicates the design of the VKS and reduces the mass of the payload put into orbit. The need for temperature control of liquid oxygen in the oxidizer tank during the flight of the VKS significantly complicates the functioning and reduces the reliability of the aerospace system.
Задачей, решаемой изобретением, является упрощение конструкции и функционирования воздушно-космической системы, а также увеличение массы выводимого полезного груза.The problem solved by the invention is to simplify the design and operation of the aerospace system, as well as increasing the mass of the output payload.
Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что в двигательной установке первой ступени ракеты-носителя воздушно-космической системы, установленной горизонтально на борту самолета-разгонщика, содержащей топливный бак углеводородного горючего и топливный бак криогенного окислителя - жидкого кислорода, соединенные расходными магистралями углеводородного горючего и жидкого кислорода с жидкостным ракетным двигателем, при этом расходная магистраль жидкого кислорода, проходящая внутри топливного бака углеводородного горючего, подключена к днищу топливного бака криогенного окислителя - жидкого кислорода, который снабжен внутренней поперечной перегородкой, ограничивающей в передней части бака газожидкостной отсек, нижняя часть которого сообщена с заполненным жидким кислородом основным объемом этого бака, в соответствии с изобретением расходная магистраль жидкого кислорода расположена с наклоном вниз относительно продольной оси ракеты-носителя, при этом угол наклона этой магистрали к продольной оси ракеты-носителя составляет не менее 12 градусов.The solution to this problem is provided due to the fact that in the propulsion system of the first stage of the launch vehicle of the aerospace system, installed horizontally on board the accelerator aircraft, containing a hydrocarbon fuel tank and a cryogenic oxidizer fuel tank - liquid oxygen, connected by hydrocarbon fuel supply lines and liquid oxygen with a liquid rocket engine, while the flow line of liquid oxygen passing inside the fuel tank of hydrocarbon fuel it is connected to the bottom of the fuel tank of a cryogenic oxidizing agent - liquid oxygen, which is equipped with an internal transverse partition bounding the gas-liquid compartment in the front of the tank, the lower part of which is connected with the bulk of the tank filled with liquid oxygen, in accordance with the invention, the liquid oxygen supply line is located with downward slope relative to the longitudinal axis of the launch vehicle, while the angle of inclination of this line to the longitudinal axis of the launch vehicle is at least 12 degrees.
Поскольку расходная магистраль жидкого кислорода постоянно сообщена с баком жидкого кислорода (баком окислителя), при полете ВКС в ней происходит подогрев жидкого кислорода от поступающих внешних теплопритоков и температурное расслоение жидкого кислорода по высоте сечения магистрали. А так как магистраль расположена наклонно и с баком окислителя сообщена верхняя часть ее, в магистрали начинается циркуляция жидкого кислорода, при которой более прогретый и легкий слой кислорода, поднимаясь вверх, входит в бак окислителя, а в нижнюю часть магистрали опускается более холодный кислород из бака. Входящий в бак циркуляционный кислород поступает в верхнюю часть бака, смешиваясь там с более теплым кислородом и снижая температуру верхнего, наиболее прогретого, слоя кислорода, степень снижения которой по длине горизонтально расположенного бака окислителя соответствует динамике ввода в бак (расходу и скорости) циркуляционного кислорода, которая при заданных расчетных параметрах расходной магистрали зависит от величины угла наклона магистрали к продольной оси ракеты-носителя. Согласно полученным данным, при угле наклона расходной магистрали к оси ракеты-носителя, составляющем не менее 12 градусов, динамика ввода в бак окислителя циркуляционного кислорода обеспечивает снижение температуры верхнего слоя жидкого кислорода по длине бака, достаточное для того, чтобы поддерживать заданную величину давления наддува бака, потребного для предотвращения вскипания в нем жидкого кислорода за время нахождения его в заправленном состоянии на борту самолета-разгонщика. Это давление превышает давление предстартового наддува бака окислителя в известной двигательной установке (прототипе), что обуславливает большую толщину стенки и вес бака, чем в прототипе. Однако поскольку отпадает необходимость термостатирования кислорода в баке окислителя при полете ВКС, отпадает необходимость наличия в ВКС криогенной емкости с жидким кислородом и дополнительной арматуры, что существенно упрощает конструкцию воздушно-космической системы. При этом значительно упрощается технология работ на борту самолета-разгонщика, улучшаются эксплуатационные качества и повышается надежность воздушно-космической системы. Увеличивается также, по сравнению с прототипом, масса выводимого полезного груза, поскольку увеличение веса бака окислителя в предлагаемой двигательной установке составляет величину, значительно меньшую веса криогенной емкости с жидким кислородом и дополнительной арматуры в известном техническом решении.Since the supply line of liquid oxygen is constantly in communication with the tank of liquid oxygen (tank of the oxidizer), during the flight of the HVS, it heats up the liquid oxygen from incoming external heat influx and the temperature separation of liquid oxygen along the height of the cross section of the line. And since the line is inclined and the upper part of it is communicated with the oxidizer tank, the circulation of liquid oxygen begins, in which a warmer and lighter layer of oxygen, rising upward, enters the oxidizer tank, and colder oxygen is lowered from the tank into the lower part of the line . The circulating oxygen entering the tank enters the upper part of the tank, mixing there with warmer oxygen and lowering the temperature of the upper, most heated, oxygen layer, the degree of reduction of which along the length of the horizontally located oxidizer tank corresponds to the dynamics of the introduction of circulating oxygen into the tank (flow rate and speed), which for given design parameters of the flow line depends on the value of the angle of inclination of the line to the longitudinal axis of the launch vehicle. According to the data obtained, at an angle of inclination of the supply line to the axis of the launch vehicle of at least 12 degrees, the dynamics of introducing circulating oxygen into the tank oxidizer provides a decrease in the temperature of the upper layer of liquid oxygen along the length of the tank, sufficient to maintain a given value of the boost pressure of the tank required to prevent liquid oxygen from boiling in it while it is in the refueling state on board the accelerator aircraft. This pressure exceeds the pre-launch pressure of the oxidizer tank in a known propulsion system (prototype), which leads to a greater wall thickness and tank weight than in the prototype. However, since there is no need for thermostating of oxygen in the oxidizer tank during the flight of the VKS, there is no need for the VKS of a cryogenic tank with liquid oxygen and additional fittings, which greatly simplifies the design of the aerospace system. At the same time, the technology of work on board the accelerator aircraft is greatly simplified, operational qualities are improved, and the reliability of the aerospace system is improved. Compared to the prototype, the mass of the payload is also increased, since the increase in the weight of the oxidizer tank in the proposed propulsion system is much less than the weight of the cryogenic tank with liquid oxygen and additional fittings in the known technical solution.
Конструкция предлагаемой двигательной установки поясняется с помощью чертежа.The design of the proposed propulsion system is illustrated using the drawing.
Двигательная установка первой ступени ракеты-носителя 1, установленной горизонтально с возможностью десантирования на борту самолета-разгонщика (не показан) воздушно-космической системы, содержит топливный бак углеводородного горючего (например, керосина) 2 и топливный бак криогенного окислителя жидкого кислорода (ТБЖК) 3, соединенные, соответственно, расходной магистралью углеводородного горючего 4 и расходной магистралью жидкого кислорода (РМЖК) 5, содержащими разделительные клапаны 6 и 7, с жидкостным ракетным двигателем, включающим камеру сгорания с соплом 8, главный клапан горючего 9, главный клапан окислителя 10, турбонасосный агрегат 11, газогенератор 12 и выхлопной патрубок 13. РМЖК 5 проходит внутри бака углеводородного горючего 2, подключена к центральной части нижнего днища ТБЖК 3 и расположена с наклоном вниз относительно продольной оси ракеты-носителя 1 на угол не менее 12 градусов. ТБЖК 3 и РМЖК 5 имеют теплоизоляцию соответственно 14 и 15, причем толщина теплоизоляции 15 РМЖК меньше толщины теплоизоляции 14 ТБЖК. Торцевые части (днища) топливного бака углеводородного горючего 2 имеют теплоизоляцию 16. Внутри топливного бака углеводородного горючего 2 и ТБЖК 3 установлены поперечные разделительные перегородки соответственно 17 и 18 с отверстиями 19 и 20, ограничивающие в передней части заправленных баков 2 и 3 газожидкостные отсеки 21 и 22, каждый из которых через отверстие в перегородке сообщен с основным объемом бака, заполненным соответствующим жидким компонентом топлива и не содержащим газовых включений (заправочная арматура баков не показана).The propulsion system of the first stage of the launch vehicle 1, mounted horizontally with the possibility of landing on board an accelerator (not shown) of the aerospace system, contains a fuel tank of hydrocarbon fuel (for example, kerosene) 2 and a fuel tank of a cryogenic liquid oxygen oxidizer (TLC) 3 connected, respectively, by a flow line of hydrocarbon fuel 4 and a flow line of liquid oxygen (LCM) 5, containing isolation valves 6 and 7, with a liquid rocket engine, including a measure of combustion with nozzle 8, the main fuel valve 9, the main valve of the oxidizer 10, the turbopump 11, the gas generator 12 and the exhaust pipe 13. The oil cooler 5 passes inside the hydrocarbon fuel tank 2, is connected to the central part of the lower bottom of the fuel oil cooler 3 and is inclined downwardly the longitudinal axis of the launch vehicle 1 at an angle of at least 12 degrees. TBZHK 3 and RMZhK 5 have thermal insulation of 14 and 15, respectively, and the thickness of thermal insulation 15 of RCZhK is less than the thickness of thermal insulation of 14 TBZhK. The end parts (bottoms) of the hydrocarbon fuel tank 2 are insulated 16. Inside the hydrocarbon fuel tank 2 and TBZHK 3 transverse dividing walls 17 and 18 are installed with holes 19 and 20, which limit the gas-liquid compartments 21 and 21 in the front of the filled tanks 2 and 3; 22, each of which is connected through a hole in the partition with the main tank volume filled with the corresponding liquid fuel component and not containing gas inclusions (tank filling valves are not shown).
После заправки ракеты-носителя 1 компонентами ракетного топлива производится взлет воздушно-космической системы и транспортировка ракеты-носителя на борту самолета-разгонщика к месту ее запуска с обеспечением заданной высоты десантирования РН и ее старта. В процессе полета ВКС к месту старта, продолжительность которого составляет до 7 часов, к заполняющему ТБЖК 3 жидкому кислороду через теплоизоляцию 14 поступают значительные теплопритоки, что приводит к повышению температуры жидкого кислорода и его температурному расслоению по высоте горизонтально расположенного ТБЖК. Одновременно с этим теплопритоки поступают к заполняющему РМЖК 5 жидкому кислороду, вызывая его нагрев и температурное расслоение по высоте сечения магистрали. При этом поскольку РМЖК 5 расположена с наклоном вниз относительно продольной оси ракеты-носителя 1 (т.е. в сторону ЖРД), более прогретый верхний по сечению этой магистрали слой кислорода, всплывая по длине магистрали, поступает в ТБЖК 3, а в РМЖК 5 из бака заходит более холодный кислород, обеспечивая циркуляцию жидкого кислорода в этой магистрали. Входящий в ТБЖК 3 циркуляционный кислород из РМЖК 5 поступает за счет скоростного напора и разности температур в верхнюю часть бака, обеспечивая снижение температуры наиболее прогретого верхнего слоя жидкого кислорода в баке за счет его турбулентного смешения с более холодными нижними слоями кислорода. Ввиду относительно малого, по сравнению с диаметром ТБЖК 3, диаметра РМЖК 5 и ее меньшей теплоизолированности, в магистрали имеет место значительно более интенсивный, чем в баке, среднемассовый прогрев жидкого кислорода от внешних теплопритоков, создающий движущую силу циркуляционного процесса в РМЖК 5, которая также, при заданных расчетных параметрах РМЖК 5, зависит от угла наклона этой магистрали к продольной оси ракеты-носителя 1. Как показали расчеты и эксперименты, при угле наклона расходной магистрали жидкого кислорода 5 к оси ракеты-носителя 1 не менее 12 градусов, получаемый расход циркуляционного кислорода в ТБЖК 3 обеспечивает снижение температуры верхнего слоя жидкого кислорода по длине бака, достаточное для поддержания в заданных пределах величины давления наддува, предотвращающей вскипание жидкого кислорода в ТБЖК 3 без его термостатирования при нахождении ТБЖК 3 в заправленном состоянии на борту самолета-разгонщика ВКС и обеспечивающей надежный воздушный старт ракеты-носителя 1. Возможность поддержания заданной величины давления в ТБЖК 3, при обеспечении надежного воздушного старта ракеты-носителя, дает возможность иметь весовые характеристики ТБЖК 3, позволяющие, по сравнению с прототипом, значительно увеличить массу выводимого ВКС полезного груза. При этом существенно упрощается конструкция воздушно-космической системы, улучшаются ее эксплуатационные качества и повышается надежность.After refueling the launch vehicle 1 with rocket fuel components, the aerospace system is taken off and the launch vehicle is transported on board the booster aircraft to the launch site with a given launch landing height and its launch. During the flight of the HVS to the launch site, the duration of which is up to 7 hours, significant heat inflows enter the liquid oxygen filling TBLF 3 through thermal insulation 14, which leads to an increase in the temperature of liquid oxygen and its temperature stratification along the height of the horizontally located TBLK. At the same time, heat inflows come to liquid oxygen filling LCF 5, causing it to heat up and temperature stratify along the height of the main section. At the same time, since LCW 5 is inclined downward relative to the longitudinal axis of the launch vehicle 1 (i.e., toward the LRE), a warmer upper layer of oxygen over the cross section of this line, floating up along the length of the line, enters TBZHK 3, and to RCZhK 5 colder oxygen enters from the tank, providing circulation of liquid oxygen in this line. The circulating oxygen entering the TBZHK 3 from the RCZhK 5 is supplied by the pressure head and the temperature difference to the upper part of the tank, providing a decrease in the temperature of the warmed up upper layer of liquid oxygen in the tank due to its turbulent mixing with the colder lower layers of oxygen. In view of the relatively small, compared to the diameter of the TBLK 3, the diameter of the BCF 5 and its lower thermal insulation, the mass-average heating of liquid oxygen from external heat inflows, which creates the driving force of the circulation process in the BCF 5, is also much more intense than in the tank, which also , for the given design parameters of RCMC 5, depends on the angle of inclination of this line to the longitudinal axis of the launch vehicle 1. As calculations and experiments showed, when the angle of inclination of the supply line of liquid oxygen 5 to the axis of the rocket-n a charge of 1, at least 12 degrees, the resulting flow rate of circulating oxygen in TBLC 3 provides a decrease in the temperature of the upper layer of liquid oxygen along the length of the tank, sufficient to maintain the pressure boost within a given range, which prevents boiling of liquid oxygen in TBLC 3 without its temperature control when TBLC 3 is in in the refueling state on board the VKS accelerator aircraft and ensuring reliable air launch of the launch vehicle 1. The ability to maintain a predetermined pressure value in TBZHK 3, while ensuring Foot air launch of the launch vehicle, makes it possible to have a weight characteristics TBZHK 3 allowing, compared to the prior art, significantly increase the mass of outputted VKS payload. At the same time, the design of the aerospace system is greatly simplified, its operational qualities are improved and reliability is improved.
Согласно расчетным данным, за время полета ВКС к месту воздушного старта до 7 часов, предложенное техническое решение позволяет снизить максимальную температуру прогрева жидкого кислорода в баке окислителя РН от внешних теплопритоков (без его термостатирования) не менее чем на 3° и снизить максимальное давление в баке при хранении жидкого кислорода на 0,4 ата. При этом для бака окислителя емкостью 50 т жидкого кислорода его вес превысит вес аналогичного бака окислителя в известной ВКС (с термостатированием жидкого кислорода) на 100 кг. В то же время вес криогенного оборудования (включая дополнительный жидкий кислород), необходимого на борту самолета-разгонщика в известной ВКС для термостатирования кислорода в баке окислителя РН, составляет не менее 500 кг. То есть предлагаемое техническое решение в данном конкретном случае, кроме упрощения конструкции и улучшения эксплуатационных качеств ВКС, позволяет на 400 кг увеличить вес ракеты-носителя, что, в свою очередь, позволит не менее чем на 30 кг увеличить массу выводимого полезного груза.According to the calculated data, during the flight of the VKS to the place of air start up to 7 hours, the proposed technical solution allows to reduce the maximum temperature of heating of liquid oxygen in the pH oxidizer tank from external heat inflows (without its temperature control) by at least 3 ° and reduce the maximum pressure in the tank when storing liquid oxygen at 0.4 at. At the same time, for an oxidizer tank with a capacity of 50 tons of liquid oxygen, its weight will exceed 100 kg the weight of a similar oxidizer tank in the known VKS (with thermostating of liquid oxygen) by 100 kg. At the same time, the weight of cryogenic equipment (including additional liquid oxygen) required on board the accelerator aircraft in the well-known VKS for thermostating oxygen in the pH oxidizer tank is at least 500 kg. That is, the proposed technical solution in this particular case, in addition to simplifying the design and improving the performance of the VKS, allows to increase the weight of the launch vehicle by 400 kg, which, in turn, will increase the mass of the payload by no less than 30 kg.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002130109/06A RU2238422C2 (en) | 2002-11-10 | 2002-11-10 | Air space system launch vehicle first stage propulsion unit |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002130109/06A RU2238422C2 (en) | 2002-11-10 | 2002-11-10 | Air space system launch vehicle first stage propulsion unit |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2002130109A RU2002130109A (en) | 2004-06-27 |
| RU2238422C2 true RU2238422C2 (en) | 2004-10-20 |
Family
ID=33537233
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002130109/06A RU2238422C2 (en) | 2002-11-10 | 2002-11-10 | Air space system launch vehicle first stage propulsion unit |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2238422C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2648481C2 (en) * | 2013-01-22 | 2018-03-26 | Эйрбас Дифенс Энд Спейс Сас | Cryogenic circuit conditioning system |
| CN111173645A (en) * | 2019-11-27 | 2020-05-19 | 上海宇航系统工程研究所 | Liquid rocket storage tank binding structure |
| CN113530711A (en) * | 2021-07-29 | 2021-10-22 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | Electric heating pressurization system for liquid rocket storage tank |
-
2002
- 2002-11-10 RU RU2002130109/06A patent/RU2238422C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2648481C2 (en) * | 2013-01-22 | 2018-03-26 | Эйрбас Дифенс Энд Спейс Сас | Cryogenic circuit conditioning system |
| CN111173645A (en) * | 2019-11-27 | 2020-05-19 | 上海宇航系统工程研究所 | Liquid rocket storage tank binding structure |
| CN111173645B (en) * | 2019-11-27 | 2022-08-26 | 上海宇航系统工程研究所 | Liquid rocket storage tank binding structure |
| CN113530711A (en) * | 2021-07-29 | 2021-10-22 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | Electric heating pressurization system for liquid rocket storage tank |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5961074A (en) | Method and apparatus for pressurized feeding of liquid propellants to a rocket engine | |
| US7568352B2 (en) | Thermally coupled liquid oxygen and liquid methane storage vessel | |
| US5901557A (en) | Passive low gravity cryogenic storage vessel | |
| US7900434B2 (en) | Thermally-integrated fluid storage and pressurization system | |
| KR100307691B1 (en) | A non-propellant coolant fluid system for a space craft | |
| US6658863B2 (en) | Airborne gas storage and supply system | |
| US6101808A (en) | Cryogenic solid hybrid rocket engine and method of propelling a rocket | |
| US5548961A (en) | Temperature stratification-free storage of cryogenic liquids | |
| CN101596939B (en) | Tank for storing cryogenic fluids and storable fuels | |
| EP1116926B1 (en) | Methods and apparatus for liquid densification | |
| US11092111B1 (en) | Vapor retention device | |
| Casalino et al. | Optimal design of hybrid rocket motors for launchers upper stages | |
| JP5690332B2 (en) | Two-phase hydrogen pump and method | |
| EP2602465B1 (en) | Methods and systems for propelling an externally feeded vehicle | |
| US9395048B1 (en) | Thermally protected liquid acquisition device for cryogenic fluids | |
| RU2238422C2 (en) | Air space system launch vehicle first stage propulsion unit | |
| US6182714B1 (en) | Fuel safety management system for storing, transporting, or transferring hydrocarbon fuel | |
| US5862670A (en) | Cyrogenic upper stage for reusable launch vehicle | |
| RU2497730C1 (en) | Spacecraft power plant (versions) and method of its operation | |
| Behruzi et al. | Future propellant management device concepts for restartable cryogenic upper stages | |
| US2995268A (en) | Insulated tank construction | |
| Casalino et al. | Hybrid rocket upper stage optimization: Effects of grain geometry | |
| RU2088787C1 (en) | Multistage rocket | |
| RU2252180C2 (en) | Mode of filling a rocket-cosmic system with liquid cryogenic component | |
| US12049855B1 (en) | Method and apparatus for reducing consequences of a bulkhead failure for a liquid methane and liquid oxygen rocket |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20051111 |