RU2282744C2 - Криогенный модуль двигателя с низкой тягой - Google Patents

Криогенный модуль двигателя с низкой тягой Download PDF

Info

Publication number
RU2282744C2
RU2282744C2 RU2002106598/06A RU2002106598A RU2282744C2 RU 2282744 C2 RU2282744 C2 RU 2282744C2 RU 2002106598/06 A RU2002106598/06 A RU 2002106598/06A RU 2002106598 A RU2002106598 A RU 2002106598A RU 2282744 C2 RU2282744 C2 RU 2282744C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
tanks
engine
module according
main
cryogenic
Prior art date
Application number
RU2002106598/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2002106598A (ru
Inventor
Доминик ВАЛЕНТИН (FR)
Доминик ВАЛЕНТИН
Жак БОРРОМЕ (FR)
Жак БОРРОМЕ
Original Assignee
Снекма Моторс
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 Снекма Моторс filed Critical Снекма Моторс
Publication of RU2002106598A publication Critical patent/RU2002106598A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2282744C2 publication Critical patent/RU2282744C2/ru

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
    • F02K9/94—Re-ignitable or restartable rocket- engine plants; Intermittently operated rocket-engine plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
    • B64G1/4021—Tank construction; Details thereof
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B64G1/2427—Transfer orbits
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • B64G1/446—Thermal solar power generation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

Изобретение относится к криогенному двигательному модулю малой тяги для использования в классической или возвращаемой ракете-носителе. Криогенный двигательный модуль малой тяги содержит основной криогенный двигатель (10), два вспомогательных двигателя (21, 22) управления положением в пространстве, баки (31, 32, 33, 34) питания криогенными эрголями, устройство периодического создания в баках (31, 32, 33, 34) и устройство запуска взрывных импульсов основного криогенного двигателя в импульсном режиме в течение времени периодического создания давления в баках (31, 32, 33, 34). Устройство периодического создания давления в баке (31, 32, 33, 34) содержит теплообменную систему, связанную с тепловым аккумулятором (61, 62) и устройством (71, 72) возбуждения циркуляции предварительно заданного количества эрголя в теплообменной системе. Модуль дополнительно содержит устройство для нагрева теплового аккумулятора (61, 62) во время периодов между двумя последовательными взрывными импульсами. Изобретение обеспечивает улучшение массово-габаритных характеристик модуля и сокращение общей продолжительности выполнения задания. 16 з.п. ф-лы, 14 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к криогенному двигательному модулю малой тяги для использования в классической или возвращаемой ракете-носителе.
Более конкретно, изобретение относится к криогенному двигательному модулю малой тяги, позволяющему обеспечивать перевод спутника с одной орбиты на другую, при этом двигательный модуль может быть встроен в спутник или представлять собой отделяемую ступень.
Уровень техники
В области запуска спутников основным направлением разработок является улучшение соотношения между запускаемой на геостационарную орбиту массой и массой определенной ракеты-носителя.
Классический способ запуска состоит в запуске спутника на переходную орбиту, называемую ГПО (геостационарная переходная орбита), а затем в переводе этого спутника на геостационарную орбиту с помощью включаемого в апогее реактивного двигателя на двухкомпонентном жидкостном топливе, при этом данный апогейный двигательный модуль встроен в спутник.
Было предложено также переводить спутник с низкой орбиты на геостационарную орбиту с помощью гелиотермической ступени, использующей жидкий водород.
Такой способ описан, например, в статье J.A. Bonometti, C.W. Hawk "Solar thermal rocket research apparatus and proposed testing" (University of Alabama - 1994).
Такой способ упомянут также в статье J.M. Shoji "Potential of advanced thermal propulsion. Orbit raising and maneuvering propulsion: research status and needs", опубликованной в издании Progress in Astronautics and Aeronautics - AIAA - Volume 87, p.30-47.
Согласно этому известному способу, который проиллюстрирован на фиг. 2, солнечный свет концентрируется параболическим зеркалом 5 на солнечную печь 6, в которой водород нагревается до температуры порядка 2000 К. Затем снижают давление водорода в сопле двигателя 8, обеспечивая повышенную скорость выброса (7500-8000 м/с), то есть удельный тяговый импульс около 750-800 с. На фиг. 2 показана схема такой системы, в которой спутник 2 связан с одной стороны с ракетой-носителем посредством стыковочного устройства 1 и с другой стороны с водородным баком 3 посредством конструкции 4. Позицией 7 схематично обозначено устройство получения жидкого водорода для питания солнечной печи 6 двигателя 8.
Такое устройство, которое никогда не использовалось на практике, теоретически должно дать возможность увеличения массы, выводимой на геостационарную орбиту. Однако подобная конфигурация имеет много недостатков.
В частности, для достижения температуры 2000 К необходимо обеспечить коэффициент концентрации солнечного потока от 5000 до 8000. Это предполагает зеркало очень высокого качества, которое очень трудно получить в условиях ограничений на бортовую массу. Кроме того, наведение на солнце должно быть очень точным, порядка ± 5' по двум осям, что ставит сложные проблемы управления ориентацией.
Габариты бака 3 для жидкого водорода также создают трудности. Действительно, для получения, например, общего тягового импульса величиной 30 МНс необходимо использовать бак, содержащий 4000 кг жидкого водорода, что соответствует емкости 60 м3 (это означает, например, диаметр 4,2 м и высоту 5 м).
Из-за этих неудобств развитие систем перевода на орбиту на основе гелиотермической ступени с использованием жидкого водорода остается гипотетическим.
Другая технология, которая дает возможность увеличить массу, доставляемую на геостационарную орбиту или на ГПО, предполагает ракету-носитель с последней криогенной ступенью, которая позволяет использовать баки относительно сниженного объема с более легким размещением в ракете-носителе. Так, для получения общего тягового импульса величиной 30 МНс криогенная ступень на жидком водороде и жидком кислороде требует массы эрголя 6600 кг, но при этом емкость баков составляет всего 22 м3.
Однако применяемые в настоящее время криогенные ступени требуют использования турбонасосов, что повышает их стоимость.
Некоторые авторы предлагали выполнять криогенные ступени с питанием под давлением без использования турбонасосов, однако эти идеи не нашли конкретной реализации. И действительно, на практике давление водорода должно быть всегда выше давления кислорода, чтобы обеспечивать регенеративное охлаждение камеры сгорания. Из этого следует, что для создания давления необходима слишком большая масса гелия.
Сущность изобретения
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в устранении указанных препятствий, в частности в обеспечении возможности перевода спутника на другую орбиту с помощью более простого, менее тяжелого и громоздкого устройства по сравнению с известными устройствами, позволяющего избежать использования турбонасосов и дающего возможность использования двигателей и баков умеренных размеров для эрголя с тем, чтобы уменьшить габариты ступени двигателя, необходимой для перевода спутника на другую орбиту. Под термином "эрголь", как известно, понимается ракетное топливо или компонент ракетного топлива.
В соответствии с изобретением решение поставленной задачи достигается за счет создания криогенного двигательного модуля малой тяги, обеспечивающего тягу в пределах от 100 до 1000 Н. Двигательный модуль по изобретению характеризуется тем, что содержит, по меньшей мере, один основной криогенный двигатель, имеющий давление в камере сгорания от 2102 до 103 кПа, по меньшей мере, два вспомогательных ориентационных двигателя, по меньшей мере, первый и второй баки питания криогенными эрголями, средства создания импульсов давления в указанных баках питания и средства запуска основного криогенного двигателя в импульсном режиме в ходе создания импульсов давления в указанных баках питания. Продолжительность периода между двумя последовательными взрывными импульсами двигателя составляет примерно от 1 часа 30 минут до 12 часов. При этом средства периодического создания давления в указанных баках питания содержат, по меньшей мере, одну теплообменную систему, связанную с тепловым аккумулятором и средствами обеспечения циркуляции предварительно заданного количества эрголя в указанной теплообменной системе. Модуль дополнительно содержит также средства для нагрева теплового аккумулятора во время периодов между двумя последовательными взрывными импульсами.
Связанный с баком с эрголем тепловой аккумулятор может нагреваться, по меньшей мере, частично с помощью солнечной тепловой установки, например плоской солнечной тепловой установки, которая имеет отношение поглощательной способности к излучательной способности (α/ε) больше 1 и снабжена суперизоляцией на своей задней поверхности.
Тепловой аккумулятор может также нагреваться, по меньшей мере, частично посредством рекуперации тепловых потерь топливного элемента питания, функционирующего на испаренных эрголях.
Топливный элемент питания может питаться холодными парами эрголя, выходящими из теплообменника, предназначенного для поддержания постоянной температуры в зоне отбора в баке с эрголем.
Тепловой аккумулятор может также нагреваться, по меньшей мере, частично посредством электрического нагрева.
Аккумуляция тепла внутри теплового аккумулятора в оптимальном варианте осуществляется с помощью материала, совершающего фазовый переход, такого как щелочной металл или углеводород.
Согласно конкретному примеру выполнения двигательный модуль содержит первый и второй баки с эрголем для питания основного двигателя, при этом эрголи совместно испаряются в связанных с баками тепловых аккумуляторах таким образом, чтобы обеспечивать постоянный состав смеси.
Согласно имеющему особые преимущества примеру выполнения криогенный двигательный модуль содержит первый и второй основные баки с эрголями и, по меньшей мере, первый и второй вспомогательные баки с эрголями, которые образуют буферные баки. Вспомогательные баки выполнены с возможностью создания давления посредством указанных средств создания давления и имеют такие размеры, что позволяют обеспечивать орбитальный маневр в ходе периодического питания основного двигателя и полностью опорожняются в конце взрывного импульса. При этом предусмотрены средства для повторной заправки указанных вспомогательных баков от соответствующих основных баков между двумя последовательными взрывными импульсами, а давление в основных баках поддерживается ниже давления питания основного двигателя
В этом случае согласно конкретному примеру выполнения вспомогательный бак покрыт теплоизоляцией и установлен внутри основного бака.
Перечень фигур чертежей
Другие особенности и преимущества настоящего изобретения станут ясны из нижеследующего описания некоторых вариантов осуществления изобретения, приводимых в качестве примеров, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 изображает в схематичном общем виде криогенный двигательный модуль в одном из вариантов его осуществления и спутник, с которым связан модуль,
фиг.2 схематично изображает гелиотермическую ступень в соответствии с уровнем техники и спутник, с которым связана данная гелиотермическая ступень,
на фиг.3 схематично представлена совокупность основных функциональных органов в примере выполнения криогенного двигательного модуля с солнечным нагревом,
фиг.4 и 5 изображают соответственно на виде в разрезе и спереди пример выполнения плоской солнечной тепловой установки с встроенным тепловым аккумулятором и теплообменником, применимой в устройстве по изобретению,
фиг.6 схематично изображает в разрезе связь между плоской солнечной тепловой установкой и отдельным тепловым аккумулятором,
на фиг.7 в схематичном изображении дан пример выполнения солнечной тепловой установки, связанной с плоскими отражающими зеркалами и применимой в устройстве по изобретению,
фиг.8 изображает в схематичном виде пример выполнения солнечной тепловой установки, связанной с параболическими отражающими зеркалами,
на фиг.9 схематично представлена совокупность основных функциональных органов в одном примере выполнения криогенного двигательного модуля с использованием вспомогательных буферных баков,
на фиг.10 схематично представлена совокупность основных функциональных органов в другом примере выполнения криогенного двигательного модуля с использованием вспомогательных буферных баков и обеспечением предварительного испарения эрголя,
на фиг.11 схематично представлена совокупность основных функциональных органов еще в одном примере выполнения криогенного двигательного модуля с использованием топливного элемента,
фиг.12 иллюстрирует включение теплообменника в дно основного бака с эрголем, применимого в криогенном двигательном модуле по изобретению,
на фиг.13 представлен узел теплообменника, показанного в примере выполнения по фиг.12,
фиг.14 изображает в частичном виде основной бак с эрголем, который может быть использован в криогенном двигательном модуле по изобретению и содержит буферный бак внутри основного бака.
Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения
На фиг. 1 представлен в схематичном общем виде один пример выполнения криогенного двигательного модуля 100 в соответствии с изобретением. Двигательный модуль 100 содержит основной двигатель 10 с топливом типа кислород-водород, давление в камере сгорания которого составляет величину порядка от 2·102 до 103 кПа и является достаточно низким для создания пристенного теплового потока в пять-десять раз ниже, чем в обычном криогенном двигателе. Это позволяет использовать в основном двигателе 10 упрощенное регенеративное охлаждение или даже охлаждение посредством излучения или посредством пленки.
Основной двигатель 10 может быть единственным двигателем, установленным в универсальном шарнире, или он может представлять собой комплект, по меньшей мере, из трех основных криогенных двигателей, индивидуальная тяга которых регулируется посредством регулируемого сброса давления в системах подачи эрголя.
Основной двигатель 10 или комплект основных двигателей имеет малую тягу, порядка от 100 до 1000 Н, что позволяет уменьшить габариты и за счет этого снизить габариты ступени двигательной установки. Использование нескольких основных двигателей малой тяги позволяет, например, уменьшить длину ступени более чем на 3 м по сравнению с известными конструкциями.
Криогенный двигательный модуль 100 может содержать от двух до шести ориентационных двигателей, например, таких как двигатель 21 управления по рысканию и двигатель 22 управления по крену.
Электропитание криогенного двигательного модуля 100 может осуществляться от установленной на модуле солнечной фотогальванической панели 51, но может также производиться с помощью отрывного разъема, связанного со спутником 200, предназначенным для вывода на орбиту с помощью криогенного двигательного модуля 100. В другом варианте электропитание может обеспечиваться с помощью топливного элемента питания, такого как топливный элемент 270 в примере выполнения по фиг. 11, который может питаться за счет испарения криогенного эрголя.
Питание основного двигателя 10 осуществляется в импульсном режиме путем создания давления в основных баках 31, 32, в которых запасены, соответственно, жидкий водород и жидкий кислород. Поскольку рабочее давление является низким, коэффициент конструктивной прочности баков 31, 32 остается в разумных пределах.
В баках 31, 32 подачи криогенных эрголей, таких как H2, O2, давление создается без использования турбонасосов, путем простого испарения предварительно определенного количества каждого эрголя в тепловом аккумуляторе, таком как, например, аккумулятор 60 на фиг. 4 и 5 или аккумулятор 160 на фиг. 6. Тепловой аккумулятор 60 связан с теплообменной системой 70 и с электрическим микронасосом для обеспечения циркуляции определенного количества эрголя в теплообменной системе 70.
На фиг. 1 в качестве примера показан микронасос 71, связанный с первым баком 31 и с тепловым аккумулятором 61.
Тепловой аккумулятор 60, 160 нагревается во время периодов между двумя последовательными взрывными импульсами основного двигателя 10.
Тепловой аккумулятор может нагреваться либо за счет солнечного или электрического нагрева, либо путем рекуперации тепловых потерь топливного элемента, который функционирует с помощью испаренных эрголей, либо с помощью комбинации этих трех способов.
Тепловой аккумулятор нагревается в интервале между двумя последовательными взрывными импульсами двигателя или двигателей 10, при этом длительность этого интервала составляет от 1 часа 30 минут до 12 часов в зависимости от эксцентриситета орбиты. Количество последовательных взрывных импульсов основного двигателя 10 может составлять, например, от 10 до 30. Эти импульсы осуществляются в перигее или апогее орбиты, так что орбитальный маневр осуществляется дискретными инкрементами, учитывая намеренно малую тягу криогенного двигательного модуля 100. Однако периоды времени между двумя последовательными взрывными импульсами не являются периодами простоя, а используются для нагрева теплового аккумулятора.
На фиг. 4 и 5 показан пример выполнения теплового аккумулятора 60 с плоской солнечной тепловой установкой 60а, которая непосредственно нагревает тепловой аккумулятор 60 путем контакта с трубками циркуляции водорода теплообменной системы 70. Слой 60b суперизоляции расположен на задней стороне теплового аккумулятора 60 и теплообменника 70.
Сам тепловой аккумулятор 60 в оптимальном исполнении изготовлен из материала, совершающего фазовый переход, такого как щелочной металл или углеводород, что позволяет снизить массу.
Плоская солнечная тепловая установка 60а может быть снабжена покрытием с управляемой излучательной способностью (отношение поглощательная способность/излучательная способность α/ε≫1), так что солнечная тепловая установка может достигать на солнце устойчивой температуры выше 100°С. Солнечная тепловая установка по фиг. 4 и 5 допускает углы падения солнечного потока в широком диапазоне углов.
В качестве варианта на фиг. 6 показан пример выполнения плоской солнечной тепловой установки 160а, которая снабжена слоем 160b суперизоляции на задней стороне и служит для нагрева отдельного теплового аккумулятора 160 с помощью системы трубок 166 на передней поверхности солнечной тепловой установки 160а и связанной с микровентилятором 170b системы 170а циркуляции текучей среды.
В отличие от гелиотермического привода использование плоской солнечной тепловой установки 60а позволяет избежать необходимости точного наведения - погрешность порядка ±20° по двум осям является вполне допустимой.
Поверхность, а следовательно, и масса солнечной тепловой установки 60а может быть определена использованием плоских концентрирующих зеркал 161 (фиг. 7) или параболических цилиндрических зеркал 172 (фиг. 8) без увеличения требований по точности наведения на Солнце.
На фиг.3 представлена принципиальная схема создания давления в баках 31, 32 посредством аккумулирования тепла с помощью тепловых аккумуляторов 61, 62, которые связаны с солнечными тепловыми установками и с основными баками 31, 32 жидкого водорода и жидкого кислорода.
В примере выполнения по фиг. 3 электронная цепь управления, питаемая от солнечной панели 51, обеспечивает питание электрических микронасосов 71, 72, связанных с баками 31, 32. Солнечная панель 51 может быть установлена на двигательном модуле или на спутнике, предназначенном для вывода на орбиту. Электрическая связь между солнечной панелью 51 и электрической цепью управления может обеспечиваться посредством соединительного устройства с удлинителем. Двигательный модуль 100 может быть также выполнен заодно со спутником.
По команде электрические микронасосы 71, 72 впрыскивают жидкие эрголи в тепловые аккумуляторы 61, 62, что вызывает повышение температуры эрголей примерно до температуры окружающей среды и за счет их подачи по линиям 105, 106 обеспечивает повышение давления в соответствующих баках 31, 32.
По достижении заданных величин давления микронасосы 71, 72 останавливаются. Управление микронасосами 71, 72 обеспечивается электронными цепями 110 управления, которые связаны с датчиками 101, 102 давления, измеряющими давление в баках 31, 32.
После создания давления в баках 31, 32 достаточно открыть электроклапаны 91, 92 питания эрголями основного двигателя 10 и затем произвести зажигание в двигателе 10 путем электрического разряда для обеспечения орбитального маневра.
Представленная на фиг. 3 система может быть улучшена за счет использования вспомогательных буферных баков 33, 34 в сочетании с основными баками 31, 32 для эрголей, как это показано на фиг. 9 -11. В целях большей ясности на этих чертежах не представлены электронная цепь 110 управления, датчики 101, 102 давления и источник 51 электрического питания, которые входят в состав системы, но уже были описаны применительно к предыдущему примеру выполнения.
В тех случаях, когда масса эрголей, затрачиваемых в ходе одного маневра, имеет порядок 100 кг, можно использовать для маневров буферные баки 33, 34 малого размера, в которых легче создавать давление, чем в основных баках 31, 32. Это позволяет, в частности, снизить коэффициент конструктивной прочности основных баков 31, 32, так как они подвергаются умеренному давлению порядка 102 кПа.
Как это понятно из фиг. 9, вспомогательные баки 33, 34, которые в исходном состоянии находятся под низким давлением, после взрывного импульса могут быть заполнены эрголем с его подачей из основных баков 31, 32 путем открытия клапанов 93, 94, установленных между основными баками 31, 32 и вспомогательными баками 33,34.
После этого во вспомогательных баках 33, 34 создается давление посредством микронасосов 71, 72, которые впрыскивают жидкий эрголь в тепловые аккумуляторы 61, 62. Клапаны 103, 104 в трубопроводах 105, 106 подачи давления в основные баки 31, 32 остаются при этом закрытыми.
Таким образом, давление во вспомогательных баках 33, 34 может повышаться, например, от 102 бар до 5102 кПа. По достижении заданного давления открываются клапаны 91, 92 питания основного двигателя 10 и может осуществляться орбитальный маневр.
Во время взрывного импульса основного двигателя 10 давление в буферных баках 33, 34 поддерживается примерно постоянным посредством управляемого приведения в действие микронасосов.
Поток газа, циркулирующего в тепловых аккумуляторах 61, 62, дает возможность функционирования также ориентационных двигателей 21, 22. Питание этих двигателей газообразным эрголем осуществляется по линиям 121, 122 через клапаны 107, 108, установленные между тепловыми аккумуляторами 61, 62 и буферными баками 33, 34.
Следует отметить, что в примерах выполнения по фиг. 3 и 9 основной двигатель 10 питается жидкими эрголями.
Может оказаться желательным подавать в двигатель 10 эрголи в испаренном состоянии, чтобы избежать трудностей замораживания или больших колебаний состава смеси, которые могут создаваться, учитывая малый размер основного двигателя 10.
На фиг. 10 показан пример выполнения, в котором не только вспомогательные двигатели 21, 22, 23 питаются газом, но и основной двигатель 10 питается газообразными эрголями, испаренными в тепловых аккумуляторах 61, 62.
В примере выполнения по фиг. 10 эрголи, подаваемые микронасосами 71, 72 в тепловые аккумуляторы 61, 62, испаряются. Теплоемкость аккумуляторов должна быть подобрана соответствующим образом. Испаренные эрголи после прохода через тепловые аккумуляторы 61, 62 не направляются обратно в буферные баки 33, 34, а впрыскиваются непосредственно в основной двигатель 10 и вспомогательные двигатели 21-23.
В качестве примера можно указать, что для испарения нагревом 20 кг жидкого водорода требуется 37 МДж энергии, что предполагает среднюю мощность 2500 Вт в течение 3 часов. Солнечная тепловая установка площадью 2,2 м2 вполне достаточна для обеспечения такой мощности.
Следует заметить, что заполнение буферных баков может осуществляться силами микрогравитации. Для этого необходимо обеспечить, чтобы жидкий эрголь всегда присутствовал на стороне отбора из основного бака.
Для решения этой проблемы обеспечивают медленную циркуляцию жидкого эрголя вдоль стенок бака и производят местное охлаждение отбираемого эрголя с помощью теплообменника.
Пример такого устройства под названием ATVE (Active Thermodynamic Vent System - активная термодинамическая система отбора) описан в публикации E.C. Cady and A.D. OIsen «Thermal Upper Stage Technology Demonstration Program», AIAA 96-3011-32nd AIAA Joint Propulsion Conference, Lake Buena Vista, July 1996.
На фиг. 12 и 13 представлен пример выполнения такого устройства в основном баке 31 двигательного модуля по изобретению.
Дно бака 31 занято объемом отбираемого эрголя, охлажденным посредством теплообменника 370, который может содержать теплообменную трубку 375 с ребрами. Маленький электрический насос 371 обеспечивает циркуляцию охлажденной текучей среды в баке с помощью центральной трубки 380. Регулирующий клапан 390 позволяет испарять текучую среду, и холодные пары далее отбираются из бака через трубку 391. Отбор холодных паров производится только во время взрывного импульса основного двигателя, который питается через нижний трубопровод 341.
На фиг.11 показан пример выполнения с использованием топливного элемента 270 питания, который может непрерывно питаться эрголями от основных баков 31, 32 и вспомогательных баков 33, 34. В частности, топливный элемент 270 может питаться холодными парами эрголей, выходящими из теплообменника, поддерживающего постоянной температуру отбираемого объема в каждом основном баке.
Посредством силовой шины 280 топливный элемент 270 питания может поставлять мощность, необходимую для различных потребителей (насосов, клапанов, электрических нагревателей), а также к блоку аппаратуры двигательного модуля (центральный инерционный блок, бортовой компьютер, радиосвязь).
КПД топливного элемента 270 питания составляет величину порядка 50%, при этом потери используются для нагрева всех или части подаваемых к основному двигателю 10 эрголей в модуле 260, который состоит из теплообменника и теплового аккумулятора. Таким образом, рассеиваемая топливным элементом 270 питания мощность запасается в аккумуляторе для нагрева жидких эрголей, что позволяет создавать давление во вспомогательных баках 33, 34 и за счет этого питать основной двигатель 10 и ориентационные двигатели 21-23.
Если топливный элемент 270 питания развивает среднюю мощность 1 кВт, аккумулированная за три часа энергия достигает примерно 11 МДж.
В том случае, когда используется вариант выполнения по фиг. 11с топливным элементом 270 питания взамен солнечной тепловой установки 60а в качестве источника нагрева, управление ориентацией в пространстве посредством вспомогательных двигателей 21-23 может осуществляться независимо от ориентации на Солнце, что дает дополнительную свободу позиционирования.
На фиг. 14 представлен вариант выполнения, в котором буферный бак 133 расположен внутри основного бака 131. Это позволяет сделать конструкцию более компактной и снизить тепловые потери.
Буферный бак 133 снабжен наружным слоем 139 теплоизоляции и связан с клапаном 193 заполнения и с линией 138 создания давления в баке.
Буферный бак 133 установлен над теплообменником 370, который может быть подобным теплообменнику по фиг. 13. Присутствие буферного бака 133, встроенного в основной бак 131, способствует удержанию жидкости вблизи теплообменника 370, в особенности на конечном этапе функционирования. Трубка 380 циркуляции смещена к боковой стороне основного бака 131.
В двигательном модуле по изобретению управление вектором тяги может осуществляться тремя различными путями, при этом функция стабилизации по углу крена обеспечивается, по меньшей мере, посредством двух вспомогательных двигателей 21, 22.
Согласно первому варианту основной двигатель 10 связан с двумя парами вспомогательных двигателей управления по тангажу и рысканию относительно оси, параллельной основному двигателю 10, который укреплен в зафиксированном положении.
Согласно второму варианту основной двигатель 10 установлен в универсальном шарнире. Два электромеханических цилиндра обеспечивают его ориентацию относительно двигательного модуля.
Согласно третьему варианту функция основного двигателя выполняется тремя или четырьмя двигателями, тяга которых может регулироваться с помощью пропорционального клапана, который распределяет подачу эрголя. Это позволяет управлять положением вектора тяги по отношению к центру тяжести.
В том случае, когда в криогенном модуле 100 двигателя по изобретению используются солнечные тепловые установки, необходимо отметить, что требования по наведению обеспечиваются очень легко (допуск порядка 20° по двум осям), в то время как использование решений гелиотермической техники предусматривает наведение с погрешностью в пределах 5' по двум осям.
Таким образом, криогенный двигательный модуль малой тяги имеет более низкий объем за счет того, что средняя плотность эрголей составляет 0,3 по сравнению с плотностью 0,07 в решениях гелиотермической техники. Это облегчает компоновку всех компонентов в одном общем кожухе. Кроме того, снижается сухая масса модуля по изобретению, так как общий вес теплового оборудования меньше и не превышает 10% от массы баков (по сравнению с примерно двойной величиной этого соотношения в решениях гелиотермической техники). Кроме того, здесь не требуется первичного концентратора солнечной энергии. И, наконец, двигательный модуль по изобретению позволяет сократить общую продолжительность выполнения задания.
Если проводить сравнение с известной криогенной верхней ступенью, соответствующей уровню техники, двигательный модуль по изобретению при аналогичной технологии обеспечивает снижение сухой массы за счет того, что в нем не используются ни гелиевая среда, ни пластины для снижения давления газа, а также за счет того, что сам основной двигатель имеет меньший вес и намного меньшие размеры. Кроме того, основной двигатель имеет меньшую стоимость, как и другие компоненты меньших размеров.
Следует отметить, что в решениях криогенной последней ступени с питанием посредством создания давления в баке известным способом низкое давление в камере сгорания в сочетании с повышенной тягой ведет к тому, что двигатель имеет очень большие габариты, но не дает более низкое соотношение по сечению по сравнению с двигателем с турбонасосами, то есть более низкий удельный тяговый импульс.
В противоположность этому решение, предлагаемое в рамках настоящего изобретения, позволяет сочетать низкое давление в камере сгорания с небольшими габаритами за счет выполнения множества апсидальных взрывных импульсов.
Низкое давление в камере сгорания снижает тепловой поток, который примерно в восемь раз ниже, чем в двигателе с турбонасосами, что позволяет применять упрощенное регенеративное охлаждение или даже охлаждение за счет излучения.
Кроме того, использование солнечного нагрева, по меньшей мере, для создания давления в баках устраняет необходимость в дополнительной массе и снимает ограничивающие условия, связанные с сжатием гелия.
И, наконец, изобретение позволяет координировать последовательность прерывистых взрывных импульсов с этапами нагрева тепловых аккумуляторов.

Claims (17)

1. Криогенный двигательный модуль малой тяги, обеспечивающий тягу от 100 до 1000 Н, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, один основной криогенный двигатель (10), имеющий давление в камере сгорания от 2·102 до 103 кПа, по меньшей мере, два вспомогательных ориентационных двигателя (21,22), по меньшей мере, первый и второй баки (31, 32, 33, 34) питания криогенными эрголями, средства (110, 71, 72, 61, 62) периодического создания давления в указанных баках (31, 32, 33, 34) питания и средства (110, 91, 92) запуска взрывных импульсов основного криогенного двигателя (10) в импульсном режиме в ходе периодического создания давления в указанных баках (31, 32, 33, 34) питания, причем продолжительность периода между двумя последовательными взрывными импульсами составляет примерно от 1 ч 30 мин до 12 ч, средства периодического создания давления в указанных баках (31, 32, 33, 34) питания содержат, по меньшей мере, одну теплообменную систему (70, 170а), связанную с тепловым аккумулятором (60; 160; 260) и средствами (71, 72) обеспечения циркуляции предварительно заданного количества эрголя в указанной теплообменной системе (70, 170а), при этом модуль дополнительно содержит средства (161, 162, 270) для нагрева теплового аккумулятора (60; 160; 260) во время периодов между двумя последовательными взрывными импульсами.
2. Двигательный модуль по п.1, отличающийся тем, что тепловой аккумулятор (60; 160) выполнен с возможностью нагрева, по меньшей мере, частично с помощью солнечной тепловой установки (60а; 160а).
3. Двигательный модуль по п.2, отличающийся тем, что тепловой аккумулятор (60; 160) выполнен с возможностью нагрева с помощью плоской солнечной тепловой установки (60а; 160а), которая имеет отношение поглощательной способности к излучательной способности (α/ε) больше 1 и снабжена суперизоляцией (60b; 160b) на своей задней поверхности.
4. Двигательный модуль по п.2 или 3, отличающийся тем, что солнечная тепловая установка (60а; 160а) связана с системой плоских или параболических цилиндрических концентрирующих зеркал (161; 162).
5. Двигательный модуль по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что тепловой аккумулятор (260) выполнен с возможностью нагрева, по меньшей мере, частично посредством рекуперации тепловых потерь топливного элемента (270) питания, функционирующего на испаренных эрголях.
6. Двигательный модуль по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что аккумуляция тепла внутри теплового аккумулятора (60; 160; 260) осуществляется с помощью материала, совершающего фазовый переход, такого, как щелочной металл или углеводород.
7. Двигательный модуль по п.5, отличающийся тем, что топливный элемент (270) питается холодными парами эрголя, выходящими из теплообменника (37), предназначенного для поддержания постоянной температуры в баке (31) с эрголем.
8. Двигательный модуль по любому из пп.1-7, отличающийся тем, что тепловой аккумулятор (60; 160; 260) выполнен с возможностью нагрева, по меньшей мере, частично посредством электрического нагрева.
9. Двигательный модуль по любому из пп.1-8, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, единственный основной криогенный двигатель (10), установленный в универсальном шарнире.
10. Двигательный модуль по любому из пп.1-8, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, три основных криогенных двигателя, индивидуальная тяга которых регулируется посредством регулируемого сброса давления в системах подачи эрголя.
11. Двигательный модуль по любому из пп.1-8, отличающийся тем, что содержит первый и второй баки (31, 32) с эрголем для питания основного двигателя (10), при этом эрголи совместно испаряются в связанных с баками (31, 32) тепловых аккумуляторах (61, 62) таким образом, чтобы обеспечивать постоянный состав смеси.
12. Двигательный модуль по любому из пп.1-11, отличающийся тем, что бак (31, 32) питания оснащен насосом (371) циркуляции, установленным на корпусе связанного с ним теплообменника (370), расположенного на стороне отбора.
13. Двигательный модуль по любому из пп.1-12, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, первый и второй основные баки (31, 32) с эрголями и, по меньшей мере, первый и второй вспомогательные баки (33, 34) с эрголями, которые образуют буферные баки, причем вспомогательные баки (33, 34) выполнены с возможностью создания давления посредством указанных средств создания давления и имеют размеры, позволяющие обеспечивать орбитальный маневр в ходе периодического питания основного двигателя (10), и полностью опорожняются в конце взрывного импульса, при этом предусмотрены средства для повторной заправки указанных вспомогательных баков (33, 34) от соответствующих основных баков (31, 32) между двумя последовательными взрывными импульсами, а давление в основных баках (31, 32) поддерживается ниже давления питания основного двигателя (10).
14. Двигательный модуль по любому из пп.1-13, отличающийся тем, что, по меньшей мере, один вспомогательный бак (133) покрыт теплоизоляцией и установлен внутри основного бака (131).
15. Двигательный модуль по любому из пп.1-14, отличающийся тем, что содержит источник электрического питания, образованный топливным элементом (270) питания, питаемым испарением криогенных эрголей.
16. Двигательный модуль по любому из пп.1-14, отличающийся тем, что содержит источник электрического питания, образованный, по меньшей мере, одной солнечной панелью (51), прикрепленной к данному модулю.
17. Двигательный модуль по любому из пп.1-14, отличающийся тем, что содержит источник электрического питания, образованный отрывным разъемом, связанным со спутником (200), предназначенным для вывода на орбиту с помощью данного модуля (100).
RU2002106598/06A 2001-03-16 2002-03-15 Криогенный модуль двигателя с низкой тягой RU2282744C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0103589A FR2822193B1 (fr) 2001-03-16 2001-03-16 Module de propulsion cryotechnique a faible poussee
FR0103589 2001-03-16

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2002106598A RU2002106598A (ru) 2003-09-10
RU2282744C2 true RU2282744C2 (ru) 2006-08-27

Family

ID=8861208

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2002106598/06A RU2282744C2 (ru) 2001-03-16 2002-03-15 Криогенный модуль двигателя с низкой тягой

Country Status (5)

Country Link
US (1) US6581882B2 (ru)
EP (1) EP1241341B1 (ru)
DE (1) DE60211774T2 (ru)
FR (1) FR2822193B1 (ru)
RU (1) RU2282744C2 (ru)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2476708C1 (ru) * 2011-11-25 2013-02-27 Николай Борисович Болотин Жидкостный ракетный двигатель
RU2476706C1 (ru) * 2011-09-21 2013-02-27 Николай Борисович Болотин Жидкостный ракетный двигатель
RU2476709C1 (ru) * 2011-11-25 2013-02-27 Николай Борисович Болотин Жидкостный ракетный двигатель
RU2486113C1 (ru) * 2011-11-09 2013-06-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта
RU2497730C1 (ru) * 2012-04-09 2013-11-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Двигательная установка космического летательного аппарата (варианты) и способ ее эксплуатации
RU2554126C1 (ru) * 2013-12-18 2015-06-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" Объединенная двигательная установка ракетного блока

Families Citing this family (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6892525B2 (en) 2003-06-06 2005-05-17 Honeywell International Inc. Micropump-based microthruster
US7273352B2 (en) * 2004-01-09 2007-09-25 United Technologies Corporation Inlet partial blades for structural integrity and performance
US7762498B1 (en) * 2005-06-09 2010-07-27 Lockheed Martin Corporation Enhanced high-efficiency spacecraft propulsion system
US7900434B2 (en) * 2006-12-20 2011-03-08 The Boeing Company Thermally-integrated fluid storage and pressurization system
FR2916485B1 (fr) * 2007-05-24 2011-03-18 Centre Nat Etd Spatiales "dispositif cryotechnique de propulsion dans l'espace et son procede de commande"
GB2484114A (en) * 2010-09-30 2012-04-04 Astrium Ltd System for the Recovery, Storage and Utilisation of Atmospheric Gas for Use as a Vehicle Propellant
RU2447001C1 (ru) * 2010-10-01 2012-04-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Устройство для заправки баков космического аппарата топливом методом вытеснения
FR2975441B1 (fr) * 2011-05-16 2016-02-12 Snecma Dispositif et procede de re-pressurisation
RU2474520C1 (ru) * 2011-05-27 2013-02-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Двигательная установка ракетного блока
FR2976626B1 (fr) * 2011-06-17 2013-07-05 Snecma Ensemble propulsif cryogenique
US9677503B2 (en) * 2011-08-18 2017-06-13 Tgv Rockets, Inc. Rocket engine systems
US20130199155A1 (en) * 2012-01-02 2013-08-08 Jordin Kare Rocket Propulsion Systems, and Related Methods
FR2998926B1 (fr) * 2012-11-30 2014-12-26 Snecma Ensemble propulsif pour fusee
CN102975869A (zh) * 2012-12-13 2013-03-20 上海宇航系统工程研究所 一种探测器推进舱及其工作方法
US20140182265A1 (en) * 2013-01-03 2014-07-03 Jordin Kare Rocket Propulsion Systems, and Related Methods
FR3000995B1 (fr) 2013-01-11 2015-07-24 Snecma Circuit d'alimentation en ergol et procede de refroidissement
FR3000996B1 (fr) * 2013-01-11 2016-06-17 Snecma Systeme et procede d'alimentation d'un moteur-fusee
FR3009586B1 (fr) * 2013-08-06 2015-08-28 Snecma Dispositif d'alimentation en ergol de moteur-fusee
FR3009587B1 (fr) * 2013-08-06 2015-08-28 Snecma Dispositif de pressurisation de reservoirs d'ergol d'un moteur de fusee
FR3013773B1 (fr) * 2013-11-22 2019-04-05 Arianegroup Sas Dispositif d'alimentation en ergol de chambre propulsive de moteur-fusee
FR3020044B1 (fr) * 2014-04-17 2017-11-03 Centre Nat D'etudes Spatiales (Cnes) Reservoir amovible pour charge utile spatiale et vehicule de transfert orbital, et procede de transfert orbital
FR3027349B1 (fr) * 2014-10-21 2019-08-09 Arianegroup Sas Procede d'allumage ameliore pour moteur a ergols liquides
FR3042821B1 (fr) * 2015-10-26 2017-12-01 Snecma Procede de regulation de la pression au sein d'un premier reservoir d'ergol de moteur fusee
US20180283321A1 (en) * 2017-03-24 2018-10-04 Independence-X Aerospace Sdn Bhd System for feeding liquid propellants to combustion chamber of an engine
US11346306B1 (en) * 2019-01-03 2022-05-31 Ball Aerospace & Technologies Corp. Chemical and cold gas propellant systems and methods
US11498705B1 (en) 2019-05-09 2022-11-15 Ball Aerospace & Technology Corp. On orbit fluid propellant dispensing systems and methods
CN110425415B (zh) * 2019-08-06 2021-03-19 北京空间技术研制试验中心 航天器推进增压气体在轨补加系统及补加方法
CN110535434A (zh) * 2019-08-16 2019-12-03 四川师范大学 一种供电供热一体化的太阳能光伏系统
WO2022051511A1 (en) * 2020-09-03 2022-03-10 Momentus Inc. Thermal capacitor block with integrated fluidic channels
US20240010361A1 (en) * 2020-09-03 2024-01-11 Momentus Space Llc Shared thermal capacitor in a multi-thruster system
DE102020128007A1 (de) 2020-10-23 2022-04-28 Arianegroup Gmbh Raketenantrieb, Verfahren sowie Raumfahrzeug
US12012233B2 (en) 2021-05-10 2024-06-18 Ball Aerospace & Technologies Corp. Active on orbit fluid propellant management and refueling systems and methods
RU2760369C1 (ru) * 2021-06-15 2021-11-24 Акционерное общество "Конструкторское бюро химического машиностроения имени А.М. Исаева" Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата
US11945606B1 (en) 2021-10-19 2024-04-02 Ball Aerospace & Technologies Corp. Electric propulsion based spacecraft propulsion systems and methods utilizing multiple propellants
CN114607527B (zh) * 2022-03-23 2023-09-05 北京航天雷特机电工程有限公司 一种航天发动机推进剂的温控输送系统

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3136121A (en) * 1960-02-12 1964-06-09 Aerojet General Co System for pressurizing and expelling cryogenic liquids
US3597923A (en) * 1969-10-02 1971-08-10 Michael Simon Rocket propulsion system
GB2025532B (en) * 1978-07-13 1983-06-15 Sperry Rand Ltd Fuelsystems for gas generators
US4585191A (en) * 1983-12-14 1986-04-29 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Propulsion apparatus and method using boil-off gas from a cryogenic liquid
US4880185A (en) * 1986-02-18 1989-11-14 Hughes Aircraft Company Low pressure reaction control propulsion system for a spacecraft
DE3674207D1 (de) * 1986-02-18 1990-10-18 Hughes Aircraft Co Niederdruckreaktions-antriebssystem fuer raumfahrzeug.
US4781018A (en) * 1986-06-26 1988-11-01 Rockwell International Corporation Solar thermal propulsion unit
US5251852A (en) * 1991-09-06 1993-10-12 General Electric Company Thermal fuel transfer and tank isolation to reduce unusable fuel
US5207399A (en) * 1992-03-20 1993-05-04 General Dynamics Corporation, Space Systems Division Vapor pressurization system for outer space
FR2697587B1 (fr) * 1992-11-04 1995-01-20 Europ Propulsion Système optimisé d'alimentation de moteur fusée réallumable.
US5471833A (en) * 1993-10-06 1995-12-05 Olin Corporation Rocket propellant pressurization system using high vapor pressure liquids
US6516615B1 (en) * 2001-11-05 2003-02-11 Ford Global Technologies, Inc. Hydrogen engine apparatus with energy recovery

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2476706C1 (ru) * 2011-09-21 2013-02-27 Николай Борисович Болотин Жидкостный ракетный двигатель
RU2486113C1 (ru) * 2011-11-09 2013-06-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта
RU2476708C1 (ru) * 2011-11-25 2013-02-27 Николай Борисович Болотин Жидкостный ракетный двигатель
RU2476709C1 (ru) * 2011-11-25 2013-02-27 Николай Борисович Болотин Жидкостный ракетный двигатель
RU2497730C1 (ru) * 2012-04-09 2013-11-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Двигательная установка космического летательного аппарата (варианты) и способ ее эксплуатации
RU2554126C1 (ru) * 2013-12-18 2015-06-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" Объединенная двигательная установка ракетного блока

Also Published As

Publication number Publication date
DE60211774T2 (de) 2007-05-24
US20020139902A1 (en) 2002-10-03
FR2822193A1 (fr) 2002-09-20
US6581882B2 (en) 2003-06-24
FR2822193B1 (fr) 2003-06-27
EP1241341B1 (fr) 2006-05-31
EP1241341A1 (fr) 2002-09-18
DE60211774D1 (de) 2006-07-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2282744C2 (ru) Криогенный модуль двигателя с низкой тягой
US9850008B2 (en) Integrated vehicle fluids
EP0916835B1 (en) Closed loop cooled rocket engine
US11459130B2 (en) Integration of fuel cell with cryogenic source for cooling and reactant
US20200283174A1 (en) Spacecraft thermal and fluid management systems
US9909574B1 (en) Electrothermal space thruster heater for decomposable propellants
US20220315251A1 (en) Space Mission Energy Management Architecture
Hejmanowski et al. CubeSat high impulse propulsion system (CHIPS)
EP2602465A2 (en) Methods and systems for propelling an external powered vehicle
EP4222060A2 (en) Thermasat solar thermal propulsion system
US4829784A (en) Method and system for storing inert gas for electric impulse space drives
RU2364742C1 (ru) Жидкостный ракетный двигатель многократного включения (варианты)
US11958636B2 (en) Dynamically adjusted alignment between payload and spacecraft
US11897636B2 (en) Rocket propulsion system, method, and spacecraft
JP2001132542A (ja) レーザー光を利用したエンジンシステム
RU2197630C1 (ru) Солнечный тепловой ракетный двигатель и способ его работы
US11203447B1 (en) Propulsion system for space vehicles
RU2492342C1 (ru) Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель (варианты)
Valentian et al. Low Cost Cryogenic Propulsion as an Option for a New ELV Upper Stage
Valentian et al. Low cost cryogenic propulsion module for scientific and commercial missions
RU2126493C1 (ru) Солнечный тепловой ракетный двигатель
Valentian et al. Applications of Low Cost Cryogenic Propulsion to New Launchers and Planetary Missions Concepts
Valentian et al. A Low Cost Cryogenic Propulsion Module for Commercial and Planetary Missions
Fiot et al. Low Thrust Propulsion Systems for ELV Upper Stage System and Stage Analysis
TOBIAS et al. Arc-jet propulsion for attitude and orbit control of an morl

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170316