RU2594940C2 - Криогенная двигательная установка и способ питания бака такой установки - Google Patents

Криогенная двигательная установка и способ питания бака такой установки Download PDF

Info

Publication number
RU2594940C2
RU2594940C2 RU2013158622/06A RU2013158622A RU2594940C2 RU 2594940 C2 RU2594940 C2 RU 2594940C2 RU 2013158622/06 A RU2013158622/06 A RU 2013158622/06A RU 2013158622 A RU2013158622 A RU 2013158622A RU 2594940 C2 RU2594940 C2 RU 2594940C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cryogenic
tank
gas tank
engine
fuel
Prior art date
Application number
RU2013158622/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013158622A (ru
Inventor
Жан-Люк БАРТУЛО
Дидье ВЬЮЛАМИ
Жан-Мишель САННИНО
Original Assignee
Снекма
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 filed Critical Снекма
Publication of RU2013158622A publication Critical patent/RU2013158622A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2594940C2 publication Critical patent/RU2594940C2/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
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/50—Feeding propellants using pressurised fluid to pressurise the 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
    • B64G1/401—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
    • 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
    • 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
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F02K9/88—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using auxiliary rocket nozzles
    • 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

Landscapes

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

Abstract

Изобретение относится к области двигательных установок на криогенном топливе, и в частности к криогенной двигательной установке (1), содержащей по меньшей мере один маршевый двигатель (6) многократного запуска, первый криогенный бак (2), соединенный с маршевым двигателем (6) для его питания первым компонентом топлива, первый газовый бак (4), по меньшей мере один осаждающий топливо двигатель (7, 8) и первый питающий контур (16) для питания первого газового бака (4). Изобретение также относится к способу питания первого газового бака (4) первым компонентом топлива в газообразном состоянии. Указанный первый питающий контур (16) первого газового бака (4) соединен с первым криогенным баком (2) и содержит теплообменник (19), использующий тепло, выделяемое по меньшей мере одним осаждающим топливо двигателем (7, 8), для испарения потока жидкого первого компонента топлива, отводимого от первого криогенного бака (2), для питания первого газового бака (4) указанным первым компонентом топлива в газообразном состоянии. Изобретение обеспечивает повторный наддув криогенного бака, питание двигателя малой тяги и/или питание рулевых двигателей. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к области двигательных установок на криогенном топливе, и в частности к криогенной двигательной установке, содержащей по меньшей мере один маршевый двигатель многократного запуска, первый криогенный бак, соединенный с маршевым двигателем для подачи к нему первого компонента топлива, первый газовый бак и по меньшей мере один двигатель малой тяги, а также к способу подачи в первый газовый бак первого компонента топлива в газообразном состоянии.
В средствах запуска, приводимых в движение реактивными двигателями, в частности ракетными двигателями, питаемыми криогенными компонентами топлива, такими как жидкий водород и жидкий кислород, во время фаз баллистического полета давление в баках для указанных криогенных компонентов топлива обычно снижают до давления насыщения каждого компонента топлива, чтобы иметь возможность контролировать температуру криогенных компонентов топлива.
При этом, если двигатель должен быть снова запущен после баллистической фазы, производят повторный наддув бака криогенного компонента топлива, чтобы давление компонента топлива соответствовало условиям питания двигателя. Традиционные системы повторного наддува используют газ повторного наддува, в частности гелий, хранящийся под высоким давлением. Примеры таких систем повторного наддува уровня техники раскрыты, например, в российских патентных заявках RU 2159348 С1, RU 2159861, RU 2177070 С2, 2119082 С2, 2132477 С1, 2339833 С2 и RU 2339835 С2. Однако такое решение имеет недостаток в том, что нужно иметь запас газа наддува на борту средства запуска. Так, для повторного наддува бака с жидким водородом емкостью 60 м3 требуется 20 кг гелия. Бак, содержащий эту массу гелия в газообразном состоянии под высоким давлением (примерно 200 бар), обычно имеет общую массу 200 кг. Указанная дополнительная масса загружается на борт средства запуска в ущерб полезной нагрузке. Кроме того, она должна быть умножена на число раз, когда необходимо произвести повторный наддув криогенного бака после продолжительной баллистической фазы.
В двигательной установке ступени S-IV-B ракеты-носителя Saturn V газ повторного наддува хранится в жидком состоянии, что позволяет снизить массу хранения примерно на 30%. Однако это уменьшение по меньшей мере частично компенсируется наличием необходимых средств нагрева, которые дополнительно повышают сложность системы питания двигателя компонентами топлива. Сходные недостатки свойственны также системе, использующей генератор газа для повторного наддува, в частности системе, раскрытой в патентном документе RU 2147344.
Для устранения этих недостатков в некоторых криогенных двигательных установках уровня техники, а именно в ракетах-носителях Saturn V (двигатель J2) и Н2А, а также в космическом челноке STS, для повторного наддува испаряют часть по меньшей мере одного из криогенных компонентов топлива. Однако это альтернативное решение также обычно требует наличия отдельного нагревательного средства или ответвления для потока компонента топлива в газообразном состоянии, нагретого маршевым двигателем. Хотя наличие нагревательного средства обычно приводит к увеличению массы, отведение потока компонента топлива, испаренного маршевым двигателем, можно осуществлять только во время работы маршевого двигателя, что делает необходимым хранение достаточного количества газообразного компонента топлива для повторного наддува в ходе баллистической фазы полета.
Кроме того, криогенные двигательные установки с маршевым двигателем многократного запуска обычно содержат по меньшей мере один двигатель малой тяги, то есть вспомогательный двигатель, работающий во время так называемой «баллистической» фазы полета для того, чтобы поддерживать малую величину ускорения для прижатия жидких компонентов топлива ко дну криогенных баков и тем самым обеспечивать питание маршевого двигателя в ходе его повторного запуска. Обычно указанные двигатели малой тяги питают жидкими или газообразными компонентами топлива от баков, отдельных от криогенных баков. Для управления ориентацией таких криогенных двигательных установок обычно принято оснащать их поворотными соплами, которые обычно питают холодным газом, что подразумевает необходимость наличия отдельных газовых баков.
В соответствии с изобретением предлагается криогенная двигательная установка, содержащая по меньшей мере один маршевый двигатель многократного запуска, первый криогенный бак, соединенный с маршевым двигателем для его питания первым компонентом топлива, первый газовый бак и по меньшей мере один двигатель малой тяги, которая позволяет подавать компонент топлива в газообразном состоянии в первый газовый бак даже во время так называемой «баллистической» фазы полета, во время которой маршевый двигатель выключен. Таким образом, газовый бак ограниченного объема может удовлетворять различные потребности в газе во время баллистической фазы полета, в частности, например, осуществлять повторный наддув первого криогенного бака, питание двигателя малой тяги и/или питание рулевых двигателей.
Согласно первому аспекту, решение поставленной задачи достигается благодаря тому, что криогенная двигательная установка дополнительно содержит первый питающий контур для питания первого газового бака, причем указанный первый питающий контур соединен с первым криогенным баком и содержит теплообменник, использующий тепло, выделяемое по меньшей мере одним двигателем малой тяги, для испарения потока жидкого первого компонента топлива, отводимого от первого криогенного бака, для питания первого газового бака указанным первым компонентом топлива в газообразном состоянии. Благодаря такому решению тепло, выделяемое двигателем малой тяги, может использоваться во время так называемой «баллистической» фазы полета для нагрева и испарения первого компонента топлива и за счет этого для активной подачи потока газа к первому газовому баку даже во время указанной фазы полета. Таким образом, может быть снижен объем, а следовательно и масса первого газового бака, даже если содержащийся в нем газ должен расходоваться во время так называемой «баллистической» фазы полета, в то время как масса и сложность средств нагрева остаются ограниченными. В частности, первый газовый бак может быть соединен с первым криогенным баком для его наддува и/или с двигателем малой тяги и/или по меньшей мере с одним рулевым двигателем, который также образует часть криогенной двигательной установки, для их питания. Таким образом, первый газовый бак может удовлетворять потребности в газе указанных элементов криогенной двигательной установки за счет первого компонента топлива,
предварительно полученного указанным первым газовым баком в газообразном состоянии через его первый питающий контур. Указанный первый питающий контур первого газового бака может дополнительно содержать питающий насос для обеспечения принудительного циркуляции первого компонента топлива к первому газовому баку.
Согласно второму аспекту, криогенная двигательная установка дополнительно содержит второй питающий контур для питания первого газового бака, причем указанный второй питающий контур соединен с первым криогенным баком и содержит теплообменник, использующий тепло, выделяемое маршевым двигателем, для испарения потока жидкого первого компонента топлива, отводимого от первого криогенного бака, для питания первого газового бака первым компонентом топлива в газообразном состоянии. В частности, указанный второй питающий контур первого газового бака может представлять собой ответвление от контура для питания маршевого двигателя. При этом питание указанного первого газового бака газом может осуществляться во время первого запуска маршевого двигателя, а также при его последующих запусках.
Согласно третьему аспекту, криогенная двигательная установка дополнительно содержит второй криогенный бак, соединенный с маршевым двигателем для его питания вторым компонентом топлива, второй газовый бак и первый питающий контур для питания второго газового бака, причем указанный второй питающий контур соединен со вторым криогенным баком и содержит теплообменник, использующий тепло, выделяемое по меньшей мере одним двигателем малой тяги, для испарения потока жидкого второго компонента топлива, отводимого от второго криогенного бака, для питания первого газового бака первым компонентом топлива в газообразном состоянии. Таким образом, можно питать указанный второй газовый бак потоком второго компонента топлива в газообразном состоянии во время так называемой «баллистической» фазы полета, при этом второй компонент топлива в газообразном состоянии затем можно использовать, например, для повторного наддува второго криогенного бака, и/или для питания по меньшей мере одного двигателя малой тяги, и/или питания рулевых двигателей, независимо от того, используют они один или два компонента топлива.
Изобретение относится также к верхней ступени ракеты-носителя для запуска спутника, содержащей такую криогенную двигательную установку. Ее применение особенно целесообразно для обеспечения возможности многократного запуска маршевого двигателя в средствах выведения, в частности предназначенных для совместного вывода нескольких спутников на различные орбиты или для их вывода на окончательную орбиту.
Изобретение относится также к способу питания первого газового бака криогенной двигательной установки первым компонентом топлива в газообразном состоянии. Согласно первому аспекту способа, когда маршевый двигатель выключен и запущен по меньшей мере один двигатель малой тяги, отводят поток жидкого первого компонента топлива от первого криогенного бака через первый питающий контур для питания первого газового бака и испаряют его перед подачей в первый газовый бак в теплообменнике первого питающего контура первого газового бака посредством тепла, выделяемого по меньшей мере одним двигателем малой тяги. Таким образом, первый газовый бак питают газом во время так называемой «баллистической» фазы полета. Указанный газ можно затем использовать, например, для повторного наддува первого криогенного бака и/или для питания двигателя малой тяги, рулевых двигателей и/или других устройств, в частности топливных отсеков, факела зажигания и/или пневматических приводов.
Согласно второму аспекту, когда маршевый двигатель запущен, отводят поток жидкого первого компонента топлива от первого криогенного бака через второй питающий контур для питания первого газового бака и испаряют его перед подачей в первый газовый бак в теплообменнике второго питающего контура первого газового бака посредством тепла, выделяемого маршевым двигателем. Таким образом, первый газовый бак питают газом также по время указанной другой фазы полета.
Таким образом, можно не только питать первым компонентом топлива в газообразном состоянии первый газовый бак, но и одновременно питать вторым компонентом топлива в газообразном состоянии второй газовый бак. При этом, когда маршевый двигатель выключен и запущен по меньшей мере один двигатель малой тяги, поток жидкого второго компонента топлива можно отводить от второго криогенного бака через первый питающий контур второго газового бака и испарять его перед подачей во второй газовый бак в теплообменнике указанного первого питающего контура второго газового бака посредством тепла, выделяемого указанным по меньшей мере одним двигателем малой тяги.
Аналогичным образом, когда маршевый двигатель запущен, поток жидкого второго компонента топлива можно отводить от второго криогенного бака через второй питающий контур второго газового бака и испарять его перед подачей во второй газовый бак в теплообменнике второго питающего контура второго газового бака посредством тепла, выделяемого маршевым двигателем. Как и газ первого бака, газ второго бака можно затем использовать, например, для повторного наддува соответствующего криогенного бака, для питания двигателя малой тяги, рулевых двигателей и/или других устройств, в частности топливных отсеков, факела зажигания двигателя и/или пневматических приводов.
Другие признаки и преимущества настоящего изобретения будут более понятны из нижеследующего подробного описания одного из вариантов его осуществления, не имеющего ограничительного характера. Описание дано со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг. 1 схематично изображает криогенную двигательную установку согласно указанному варианту осуществления изобретения;
фиг. 2 схематично изображает течение компонентов топлива в криогенной двигательной установке по фиг. 1, когда маршевый двигатель запущен;
фиг. 3 схематично изображает циркуляцию компонентов топлива в криогенной двигательной установке по фиг. 1 во время так называемой «баллистической» фазы полета с неработающим маршевым двигателем;
фиг. 4 схематично изображает течение компонентов топлива в криогенной двигательной установке по фиг. 1 во время повторного наддува криогенных баков перед повторным запуском маршевого двигателя в конце баллистической фазы полета; и
фиг. 5 схематично изображает течение первого компонента топлива к двигателям управления высотой в криогенной двигательной установке по фиг. 1.
В области ракетных двигателей стало обычным использование двигателей многократного запуска, в частности для верхних ступеней ракет-носителей для запуска спутников. Верхняя ступень, оснащенная маршевым двигателем многократного запуска, может обеспечивать возможность совместного вывода нескольких спутников на различные орбиты. Криогенная двигательная установка 1, подходящая для оснащения такой верхней ступени, схематично показана на фиг. 1. Как видно на чертеже, криогенная двигательная установка 1 содержит первый криогенный бак 2, второй криогенный бак 3, первый газовый бак 4, второй газовый бак 5, маршевый двигатель 6, первый двигатель малой тяги 7, второй двигатель малой тяги 8 и рулевые двигатели 9. В показанном варианте осуществления двигатели малой тяги 7, 8 представляют собой двигатели, работающие на двухкомпонентном топливе, в то время как рулевые двигатели 9 представляют собой просто сопла, работающие на холодном газе.
Первый криогенный бак 2 соединен с маршевым двигателем 6 посредством первого питающего контура 10 маршевого двигателя 6, а второй криогенный бак 3 соединен с маршевым двигателем 6 посредством второго питающего контура 11 маршевого двигателя 6. И первый питающий контур 10, и второй питающий контур 11 маршевого двигателя 6 каждый содержит турбонасосный агрегат 12 и теплообменник 13 для нагнетания из соответствующего криогенного бака 2, 3 жидкого компонента топлива и его испарения с использованием тепла, генерируемого маршевым двигателем, перед впрыском в камеру сгорания маршевого двигателя 6.
Турбонасосный агрегат 12 может приводиться в действие, например, первым компонентом топлива в газообразном состоянии после его прохода через испаряющий теплообменник 13. Альтернативно, указанные турбонасосные агрегаты могут также приводиться в действие горячими газами, генерируемыми во вспомогательной камере сгорания, также питаемой компонентами топлива. Криогенные турбонасосные агрегаты двух указанных типов хорошо известны специалисту в области криогенных двигательных установок. Теплообменники 13, обычно встроенные в сопло маршевого двигателя, также хорошо известны специалисту в данной области.
Каждый из двух криогенных баков 2 и 3 предназначен для содержания в нем одного из компонентов топлива в жидком состоянии при очень низкой температуре. Так, например, первый криогенный бак 2 предназначен для содержания в нем первого компонента топлива, например, такого как жидкий водород (LH2), а второй криогенный бак 3 предназначен для содержания в нем второго компонента топлива, такого как жидкий кислород (LOX). Первый компонент топлива и второй компонент топлива способны вступать в экзотермическую реакцию в камере сгорания маршевого двигателя 6.
Первый газовый бак 4 и второй газовый бак 5 также предназначены для содержания в них, соответственно, первого и второго компонентов топлива, но в газообразном состоянии и под давлением, которое является промежуточным между давлением каждого компонента топлива в его криогенном баке и давлением, при котором каждый компонент топлива впрыскивается в камеру сгорания маршевого двигателя 6.
Первый газовый бак 4 соединен с дном первого криогенного бака 2 посредством первого и второго питающих контуров 16, 17 для питания первого газового бака 4. Первый питающий контур 16 первого газового бака 4 содержит насос 18 и теплообменник 19 для нагнетания из первого криогенного бака 2 первого компонента топлива в жидком состоянии и, соответственно, его испарения посредством тепла, генерируемого первым двигателем малой тяги 7, для подачи в первый газовый бак 4 указанного первого компонента топлива в газообразном состоянии, когда первый двигатель малой тяги 7 запущен. Второй питающий контур 17 первого газового бака 4 содержит общий участок с первым питающим контуром 10 маршевого двигателя 6, но ответвляется от него ниже по потоку от турбонасосного агрегата 12 и теплообменника 13 через клапан 27, который может открывать контур 17 для подачи первого компонента топлива в газообразном состоянии в первый газовый бак 4, когда маршевый двигатель 6 запущен, и закрывать контур 17, когда маршевый двигатель 6 выключен. Первый газовый бак 4 соединен также с распределителем 26 первого компонента топлива посредством трубопровода 24, содержащего клапан 30. В свою очередь распределитель 26 соединен на вершине первого криогенного бака 2 с первым питающим контуром 14 для питания двигателей 7, 8 малой тяги и с питающим контуром 16 для питания рулевых двигателей 9.
Второй газовый бак 5 соединен с дном второго криогенного бака 3 посредством первого и второго питающих контуров 20, 21 для питания указанного второго газового бака 5. Первый питающий контур 20 второго газового бака 5 содержит насос 22 и теплообменник 23 соответственно для нагнетания из криогенного бака 3 второго компонента топлива в жидком состоянии и его испарения посредством тепла, генерируемого вторым двигателем малой тяги 8, для подачи во второй газовый бак 5 указанного второго компонента топлива в газообразном состоянии, когда второй двигатель малой тяги 8 запущен. Второй питающий контур 21 второго газового бака 5 содержит общий участок со вторым питающим контуром 11 маршевого двигателя 6, но ответвляется от него ниже по потоку от турбонасосного агрегата 12 и теплообменника 13 через клапан 28, который может открывать контур 21 для подачи второго компонента топлива в газообразном состоянии во второй газовый бак 5, когда маршевый двигатель 6 запущен, и закрывать контур 21, когда маршевый двигатель 6 не работает. Второй газовый бак 5 соединен также с распределителем 29 посредством трубопровода 25 с клапаном 31. В свою очередь, распределитель 29 соединен на вершине второго криогенного бака 3 со вторым питающим контуром 15 для питания двигателей 7, 8 малой тяги.
Первый и второй питающие контуры 14, 15 двигателей малой тяги также содержат клапаны 32, 33 для регулирования прохода, соответственно, первого и второго компонентов топлива к двигателям 7, 8 малой тяги. Рулевые двигатели также содержат клапаны (не показаны) для регулирования подачи первого компонента топлива к разным соплам. Все или часть клапанов криогенной двигательной установки 1, а также насосы 18 и 22 могут быть соединены с блоком управления (не показан) для управления расходом текучей среды в каждом контуре.
При работе в ракете-носителе, оснащенной криогенной двигательной установкой 1, как и верхнюю ступень, криогенные баки 2, 3 и газовые баки 4, 5 обычно заполняют компонентами топлива перед запуском. Таким образом, перед отделением верхней ступени давление в газовых баках 4, 5 можно использовать для предварительного наддува криогенных баков 2, 3, чтобы охладить питающие контуры 10, 11 маршевого двигателя и обеспечить возможность его первого запуска. После указанного первого запуска, во время первой фазы полета, на протяжении которой маршевый двигатель 6 продолжает работать, клапаны 27 и 28 остаются открытыми. Таким образом, как показано на фиг. 2, поток газообразного первого компонента топлива отводится через второй питающий контур 17 первого газового бака 4 для пополнения первого газового бака 4, тогда как поток газообразного второго компонента топлива отводится через второй питающий контур 21 второго газового бака 5 для аналогичного пополнения второго газового бака 5. Поскольку два компонента топлива отбирают из питающих контуров 10, 11 маршевого двигателя 6 ниже по потоку за турбонасосным агрегатом 12 и теплообменником 13, компоненты топлива подаются в соответствующие газовые баки 4, 5 в газообразном состоянии. Традиционно, указанные расходы газа служат также для поддержания давления в криогенных баках 2, 3 во время работы маршевого двигателя 6.
Непосредственно перед самой остановкой маршевого двигателя 6 для входа в так называемую «баллистическую» фазу полета запускают двигатели малой тяги 7 и 8. Таким образом, хотя эта фаза полета называется баллистической, двигатели малой тяги 7 и 8 поддерживают малое значение ускорения криогенной двигательной установки 1 для продолжения прижатия жидких компонентов топлива ко дну криогенных баков 2, 3. Двигатели малой тяги 7 и 8, как и маршевый двигатель 6, представляют собой двигатели, работающие на двухкомпонентном топливе, с подачей первого и второго компонентов топлива. При этом, как показано на фиг. 3 компоненты топлива подают непосредственно в газообразном состоянии в двигатели малой тяги 7 и 8 от газовых баков 4 и 5. Для этого открывают клапаны 30, 31, 32 и 33, и компоненты топлива проходят через трубопроводы 24, 25 к распределителям 26, 29 и от распределителей 26, 29 через первый и второй питающие контуры 14, 15 двигателей 7, 8 малой тяги. Чтобы продолжать питание газовых баков 4 и 5 во время баллистической фазы полета, приводят в действие насосы 18 и 22 для подачи первого и второго компонентов топлива из криогенных баков 2, 3 и, соответственно, через первый питающий контур 16 первого газового бака 5 и первый питающий контур 20 второго газового бака 5. Проходящие через контуры 16 и 20 компоненты топлива испаряются, соответственно, в теплообменниках 19 и 23 за счет тепла, генерируемого двигателями 7, 8 малой тяги. Таким образом, они подаются в газовые баки 4 и 5 в газообразном состоянии. Хотя в показанном варианте осуществления каждый теплообменник 19 и 23 соединен с отдельным двигателем малой тяги, для специалиста в данной области понятно, что могут быть применены и другие конструктивные решения, в широком смысле эквивалентные. Так, например, по меньшей мере один двигатель малой тяги может быть соединен с по меньшей мере одним теплообменником для каждого из двух компонентов топлива.
Во время баллистической фазы полета в криогенных баках 2, 3 давление снижают до давлений насыщения компонентов топлива для обеспечения возможности поддерживать контроль температуры жидких компонентов топлива. Следовательно, перед повторным запуском маршевого двигателя 6 нужно осуществить повторный наддув криогенных баков 2, 3. Для этого распределители 26 и 29 приводят трубопроводы 24, 25 в сообщение с вершинами соответствующих криогенных баков 2, 3, тем самым образуя два контура повторного наддува криогенных баков 2, 3, сообщающихся с газовыми баками 4, 5, как показано на фиг. 4. Когда достигнут предварительно заданный порог давления в каждом из криогенных баков 2, 3, питающие контуры 10, 11 маршевого двигателя 6 могут быть вновь активизированы для подачи компонентов топлива к маршевому двигателю 6, и маршевый двигатель 6 может быть повторно запущен.
Кроме того, в ходе каждого из указанных различных этапов первый газовый бак 4 может также подавать первый компонент топлива в газообразном состоянии к рулевым двигателям 9 через трубопровод 24, распределитель 26 и питающий контур 16 рулевых двигателей 9, как показано на фиг. 5. Управляемый выброс холодного или теплого газа из рулевых двигателей 9 позволяет передавать верхней ступени малые поперечные импульсы для управления ее ориентацией и, возможно, траекторией.
Таким образом, в ходе различных этапов полета газовые баки 4, 5 создают буферные емкости, служащие для обеспечения расходов газообразных компонентов топлива, требуемых для питания двигателей 7, 8 малой тяги и/или рулевых двигателей 9 и/или для наддува, поддержания давления и/или повторного наддува криогенных баков 2, 3, когда сумма указанных расходов превышает расход, который может быть обеспечен различными теплообменниками 13, 19 и/или 23. Газовые баки 4, 5 могут быть затем вновь заправлены или пополнены, когда потребность в газе снижается.
Хотя настоящее изобретение описано со ссылкой на частные варианты осуществления, очевидно, что в указанных вариантах осуществления могут быть произведены различные модификации и изменения в пределах объема правовой охраны изобретения, определенного пунктами формулы изобретения. В частности, индивидуальные характеристики различных вариантов осуществления могут быть скомбинированы в дополнительных вариантах осуществления. Соответственно, описание и графические материалы должны рассматриваться в качестве иллюстративных и не имеющих ограничительного характера.

Claims (10)

1. Криогенная двигательная установка (1), содержащая, по меньшей мере:
маршевый двигатель (6) многократного запуска,
первый криогенный бак (2), соединенный с маршевым двигателем (6) для его питания первым компонентом топлива,
первый газовый бак (4) и
по меньшей мере один двигатель малой тяги (7, 8),
отличающаяся тем, что дополнительно содержит первый питающий контур (16) для питания первого газового бака (4), причем указанный первый питающий контур соединен с первым криогенным баком (2) и содержит теплообменник (19), использующий тепло, выделяемое по меньшей мере одним двигателем (7, 8) малой тяги, для испарения потока жидкого первого компонента топлива, отводимого от первого криогенного бака (2), для питания первого газового бака (4) указанным первым компонентом топлива в газообразном состоянии.
2. Криогенная двигательная установка (1) по п. 1, в которой первый газовый бак (4) соединен с двигателем малой тяги (7) для питания этого двигателя (7).
3. Криогенная двигательная установка (1) по п. 1, в которой первый газовый бак (4) соединен с первым криогенным баком (2) для наддува указанного первого криогенного бака (2).
4. Криогенная двигательная установка (1) по п. 1, дополнительно содержащая по меньшей мере один рулевой двигатель (9), соединенный с первым газовым баком (4).
5. Криогенная двигательная установка (1) по п. 1, дополнительно содержащая второй питающий контур (17) для питания первого газового бака (4), причем указанный второй питающий контур соединен с первым криогенным баком (2) и содержит теплообменник (13), использующий тепло, выделяемое маршевым двигателем (6), для испарения потока жидкого первого компонента топлива, отводимого от первого криогенного бака (2) для питания первого газового бака (4) указанным первым компонентом топлива в газообразном состоянии.
6. Криогенная двигательная установка (1) по п. 1, в которой первый питающий контур (16) первого газового бака (4) дополнительно содержит питающий насос (18).
7. Криогенная двигательная установка (1) по п. 1, дополнительно содержащая: второй криогенный бак (3), соединенный с маршевым двигателем (6) для его питания вторым компонентом топлива, второй газовый бак (5) и первый питающий контур (20) для питания второго газового бака (5), причем указанный первый питающий контур соединен со вторым криогенным баком (3) и содержит теплообменник (23), использующий тепло, выделяемое по меньшей мере одним двигателем (7, 8) малой тяги, для испарения потока жидкого второго компонента топлива, отводимого от второго криогенного бака (3), для питания второго газового бака (5) указанным вторым компонентом топлива в газообразном состоянии.
8. Верхняя ступень ракеты-носителя, содержащая криогенную двигательную установку (1) по любому из пп. 1-7.
9. Способ питания первого газового бака (4) криогенной двигательной установки (1) первым компонентом топлива в газообразном состоянии, согласно которому, когда маршевый двигатель (6) выключен и по меньшей мере один двигатель малой тяги (7, 8) запущен, выполняют следующие действия:
отводят поток жидкого первого компонента топлива от первого криогенного бака (2) через первый питающий контур (16) для питания первого газового бака (4) и испаряют указанный поток жидкого первого компонента топлива в теплообменнике (19) указанного первого питающего контура (16) первого газового бака (4) посредством тепла, выделяемого по меньшей мере одним двигателем (7, 8) малой тяги, перед его подачей в первый газовый бак (4).
10. Способ питания по п. 9, в котором, когда маршевый двигатель (6) запущен, выполняют следующие действия:
отводят поток жидкого первого компонента топлива от первого криогенного бака (2) через второй питающий контур (17) для питания первого газового бака (4) и испаряют указанный поток жидкого первого компонента топлива, отводимый через второй питающий контур (17) первого газового бака (4), в теплообменнике (13) второго питающего контура (17) первого газового бака (4) посредством тепла, выделяемого маршевым двигателем (6), перед подачей его в первый газовый бак (4).
RU2013158622/06A 2011-06-17 2012-06-07 Криогенная двигательная установка и способ питания бака такой установки RU2594940C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1155315 2011-06-17
FR1155315A FR2976626B1 (fr) 2011-06-17 2011-06-17 Ensemble propulsif cryogenique
PCT/FR2012/051283 WO2012172238A1 (fr) 2011-06-17 2012-06-07 Ensemble propulsif cryogénique et procédé d'alimentation d'un réservoir d'un tel ensemble

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013158622A RU2013158622A (ru) 2015-07-27
RU2594940C2 true RU2594940C2 (ru) 2016-08-20

Family

ID=46456865

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013158622/06A RU2594940C2 (ru) 2011-06-17 2012-06-07 Криогенная двигательная установка и способ питания бака такой установки

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9446862B2 (ru)
EP (1) EP2721278B1 (ru)
JP (1) JP6016905B2 (ru)
FR (1) FR2976626B1 (ru)
RU (1) RU2594940C2 (ru)
WO (1) WO2012172238A1 (ru)

Families Citing this family (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2981127B1 (fr) * 2011-10-11 2013-11-29 Snecma Dispositif de propulsion a reaction et procede d'alimentation
DE102012020159B4 (de) * 2012-10-13 2017-01-26 Astrium Gmbh Vorrichtung zur Wiederbedrückung eines Tankgasraumes für flüssigen Wasserstoff
FR3000995B1 (fr) * 2013-01-11 2015-07-24 Snecma Circuit d'alimentation en ergol et procede de refroidissement
FR3008070B1 (fr) * 2013-07-08 2020-11-06 Astrium Sas Bloc propulseur pour vehicule de lancement reutilisable
FR3009587B1 (fr) * 2013-08-06 2015-08-28 Snecma Dispositif de pressurisation de reservoirs d'ergol d'un moteur de fusee
FR3009586B1 (fr) * 2013-08-06 2015-08-28 Snecma Dispositif d'alimentation en ergol de moteur-fusee
FR3009585A1 (fr) * 2013-08-06 2015-02-13 Snecma Dispositif de pressurisation d'un reservoir d'ergol d'un moteur de fusee
FR3011281B1 (fr) * 2013-09-30 2015-10-16 Snecma Dispositif de pressurisation autogene d'un reservoir
FR3012533B1 (fr) * 2013-10-24 2019-04-05 Arianegroup Sas Dispositif de pressurisation autogene d'un reservoir d'ergol
FR3027349B1 (fr) * 2014-10-21 2019-08-09 Arianegroup Sas Procede d'allumage ameliore pour moteur a ergols liquides
US10940961B2 (en) * 2015-01-14 2021-03-09 Ventions, Llc Small satellite propulsion system
FR3032750B1 (fr) * 2015-02-12 2018-11-16 Arianegroup Sas Dispositif de pressurisation d'un reservoir d'oxygene liquide d'un moteur de fusee
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
FR3068082B1 (fr) * 2017-06-22 2019-08-09 Airbus Safran Launchers Sas Reservoir ameliore pour moteur d'engin spatial
WO2019082989A1 (ja) 2017-10-26 2019-05-02 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 液体挙動抑制デバイス
DE102018114868B4 (de) * 2018-06-20 2026-01-15 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Antriebssystem für ein Raumfahrzeug und Verfahren zum Antrieb eines Raumfahrzeugs
US10495028B1 (en) * 2018-12-04 2019-12-03 Vector Launch Inc. Thermoelectric rocket propellant tank pressurization system
US11092111B1 (en) * 2018-12-10 2021-08-17 United Launch Alliance, L.L.C. Vapor retention device
CN109630316A (zh) * 2018-12-13 2019-04-16 西安航天动力研究所 一种用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统
US11346306B1 (en) * 2019-01-03 2022-05-31 Ball Aerospace & Technologies Corp. Chemical and cold gas propellant systems and methods
CN110332060B (zh) * 2019-03-22 2020-10-16 蓝箭航天空间科技股份有限公司 液氧甲烷火箭及液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法
US11498705B1 (en) 2019-05-09 2022-11-15 Ball Aerospace & Technology Corp. On orbit fluid propellant dispensing systems and methods
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
KR102752585B1 (ko) * 2022-03-28 2025-01-10 (주)이노스페이스 롤제어 추력기와 이것이 구비된 하이브리드 로켓
WO2023213420A1 (en) 2022-05-02 2023-11-09 Deltaorbit Gmbh A propulsion system for a spacecraft and method for pressure feeding
US12025076B1 (en) * 2022-12-30 2024-07-02 Vaya Space, Inc. Annular vortex tank valve for rocket motor and configuration in a rocket
CN117108413B (zh) * 2023-10-23 2024-07-30 东方空间技术(山东)有限公司 一种末修姿控动力系统
WO2025188725A1 (en) * 2024-03-04 2025-09-12 Stoke Space Technologies, Inc. Reusable space vehicle for long-dwell payload hosting, orbital maneuvers, and downmass operations, and related method
CN120520712B (zh) * 2025-05-30 2025-10-28 北京天兵科技有限公司 一种液体火箭低温推进剂供应系统及方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2173399C2 (ru) * 1999-11-30 2001-09-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Жидкостный ракетный двигатель
EP1241341A1 (fr) * 2001-03-16 2002-09-18 Snecma Moteurs Module de propulsion cryotechnique
RU2358142C1 (ru) * 2008-01-09 2009-06-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Способ компенсации различий физических свойств горючих в универсальном безгенераторном жрд и жидкостный ракетный двигатель (варианты)
RU2364742C1 (ru) * 2008-04-17 2009-08-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Жидкостный ракетный двигатель многократного включения (варианты)

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2683963A (en) * 1947-08-05 1954-07-20 Edward F Chandler Reaction engine with automatic pressure regulation
US3597923A (en) * 1969-10-02 1971-08-10 Michael Simon Rocket propulsion system
US5263666A (en) * 1988-12-16 1993-11-23 General Electric Co. Spacecraft with increased stationkeeping fuel load
US5099645A (en) * 1990-06-21 1992-03-31 General Dynamics Corporation, Space Systems Division Liquid-solid propulsion system and method
US5444973A (en) * 1993-12-13 1995-08-29 United Technologies Corporation Pressure-fed rocket booster system
JPH0874662A (ja) * 1994-08-31 1996-03-19 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 推力可変２液式エンジン
RU2119082C1 (ru) 1996-06-04 1998-09-20 Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева Система наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата
RU2132477C1 (ru) 1997-10-14 1999-06-27 Акционерное общество открытого типа "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата
US6052987A (en) * 1997-11-14 2000-04-25 Trw Inc. Non-propellant fluid cooled space craft rocket engine
RU2147344C1 (ru) 1998-08-20 2000-04-10 Открытое Акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П.Королева" Система наддува топливных баков горючего и окислителя двигательной установки космического летательного аппарата
RU2159348C1 (ru) 1999-03-09 2000-11-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Система наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата
RU2159861C1 (ru) 1999-05-24 2000-11-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева Устройство для перекачки газа в системе наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата с бортовым компрессором и способ термостатирования бортового компрессора
RU2177070C2 (ru) 2000-02-03 2001-12-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Система наддува топливных баков двигательной установки космического летательного аппарата
RU2197630C1 (ru) * 2002-03-15 2003-01-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша" Солнечный тепловой ракетный двигатель и способ его работы
RU2339833C2 (ru) 2006-04-26 2008-11-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Система наддува топливных баков
US8047472B1 (en) * 2006-06-06 2011-11-01 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Ram booster
RU2339835C2 (ru) 2006-08-28 2008-11-27 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Система наддува топливных баков
DE102007005539B3 (de) * 2007-02-03 2008-08-14 Astrium Gmbh Tank zur Lagerung kryogener Flüssigkeiten oder lagerfähiger flüssiger Treibstoffe
US8884202B2 (en) * 2011-03-09 2014-11-11 United Launch Alliance, Llc Integrated vehicle fluids

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2173399C2 (ru) * 1999-11-30 2001-09-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Жидкостный ракетный двигатель
EP1241341A1 (fr) * 2001-03-16 2002-09-18 Snecma Moteurs Module de propulsion cryotechnique
RU2358142C1 (ru) * 2008-01-09 2009-06-10 Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Способ компенсации различий физических свойств горючих в универсальном безгенераторном жрд и жидкостный ракетный двигатель (варианты)
RU2364742C1 (ru) * 2008-04-17 2009-08-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Жидкостный ракетный двигатель многократного включения (варианты)

Also Published As

Publication number Publication date
RU2013158622A (ru) 2015-07-27
FR2976626B1 (fr) 2013-07-05
US9446862B2 (en) 2016-09-20
WO2012172238A1 (fr) 2012-12-20
US20140203148A1 (en) 2014-07-24
EP2721278B1 (fr) 2018-01-24
FR2976626A1 (fr) 2012-12-21
EP2721278A1 (fr) 2014-04-23
JP6016905B2 (ja) 2016-10-26
JP2014519578A (ja) 2014-08-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2594940C2 (ru) Криогенная двигательная установка и способ питания бака такой установки
US5823478A (en) Pressure feed for liquid propellant
RU2607910C2 (ru) Устройство для создания избыточного давления и соответствующий способ
US8341933B2 (en) Method for cooling rocket engines
RU2667529C2 (ru) Устройство для наддува топливных баков ракетного двигателя
US9771897B2 (en) Jet propulsion device and fuel supply method
US20140283499A1 (en) Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber
JP6289652B2 (ja) 流体を加圧し供給する装置、システム、および方法。
US20170114753A1 (en) Method of regulating the pressure within a first rocket engine propellant tank
US20150308384A1 (en) Propulsion assembly for rocket
US20180171933A1 (en) Micropump-fed autogenous pressurization system
US10309344B2 (en) Stored pressure driven cycle
US10371098B2 (en) Device for pressurizing a propellant tank of a rocket engine
JP2018508695A (ja) ロケットエンジンの液体酸素タンク用加圧装置
ES2988249T3 (es) Sistema de propulsión de cohete, procedimiento y vehículo espacial
EP2761159B1 (en) Propulsion system
JP6416905B2 (ja) 推進剤をロケットエンジン推進室に供給するための装置
US11346306B1 (en) Chemical and cold gas propellant systems and methods
US20160237951A1 (en) Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber
CN114514371A (zh) 用于火箭的推进组件
WO2023213420A1 (en) A propulsion system for a spacecraft and method for pressure feeding
RU2020128656A (ru) Многофункциональные ракетные блоки для вторых ступеней двухступенчатых ракет космического назначения сверхлегкого, легкого и среднего классов на экологически безопасных компонентах топлива и способы их функционирования

Legal Events

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

Effective date: 20190608