RU2605163C2 - Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата - Google Patents
Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2605163C2 RU2605163C2 RU2015117118/06A RU2015117118A RU2605163C2 RU 2605163 C2 RU2605163 C2 RU 2605163C2 RU 2015117118/06 A RU2015117118/06 A RU 2015117118/06A RU 2015117118 A RU2015117118 A RU 2015117118A RU 2605163 C2 RU2605163 C2 RU 2605163C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- hydrogen
- spacecraft
- cavity
- electrolyzer
- compressor
- Prior art date
Links
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 65
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 claims abstract description 64
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 53
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 31
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 claims abstract description 10
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 9
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims abstract description 8
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 claims abstract description 3
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 11
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 claims description 11
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 claims description 11
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 9
- 238000005868 electrolysis reaction Methods 0.000 abstract description 8
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 15
- 150000002431 hydrogen Chemical class 0.000 description 6
- 239000012528 membrane Substances 0.000 description 6
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 5
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 description 1
- 230000002860 competitive effect Effects 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 230000003111 delayed effect Effects 0.000 description 1
- 238000005474 detonation Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 238000004146 energy storage Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 125000004435 hydrogen atom Chemical group [H]* 0.000 description 1
- 239000012535 impurity Substances 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 239000011244 liquid electrolyte Substances 0.000 description 1
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Electrolytic Production Of Non-Metals, Compounds, Apparatuses Therefor (AREA)
Abstract
Изобретение относится к космической технике и может использоваться для корректировки орбиты обитаемых космических аппаратов (КА). Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата включает твердополимерный электролизер воды, вход водородной полости которого гидравлически связан с герметичным резервуаром с водой, имеющим штуцер наддува, газожидкостной сепаратор, подключенный к выходу водородной полости электролизера и связанный с ее входом байпасной гидромагистралью, на которой установлен насос, баллон для хранения водорода и реактивный двигатель, соединенные пневмомагистралью с клапаном, а также управляемый источник тока, подключенный к электролизеру. В установку введен подключенный к управляемому источнику тока электрохимический компрессор водорода, вход которого пневматически соединен с газовой полостью газожидкостного сепаратора, а выход - с баллоном для хранения водорода и штуцером наддува резервуара с водой пневмомагистралями с клапанами, причем на второй из них установлен также редуктор давления, при этом электрохимический компрессор водорода имеет байпасную разгрузочную пневмомагистраль с клапаном, соединяющую выход компрессора с его входом. Изобретение обеспечивает повышение ресурса и надежности импульсной реактивной двигательной установки космического аппарата. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к космической технике и может использоваться для корректировки орбиты обитаемых космических аппаратов (КА).
Идея производить ракетное топливо (водород и кислород) в условиях космического полета путем электролиза воды в последние годы достаточно популярна. При этом разработана технология такого процесса как для орбитального заправочного комплекса (Notardonato W, Johnson W, Swanger A, McQuade W. 2012 In-space propellant production using water. In Proc. AIAA SPACE 2012 Conference and Exposition, number AIAA 2012-5288, 11-13 September 2012, Pasadena, CA; "Электролизно-криогенный производственный комплекс в орбитальных условиях", www.energoobmen.ru/OZK), так и непосредственно на борту КА (патенты RU 2215891 от 10.11.2003, МПК: F02K 11/00 (2006.01) и RU 2310768 от 20.11.2007, МПК: F02K 11/00 (2006.01), B64G 1/40 (2006.01)).
Аналогом данного предложения можно считать импульсную реактивную двигательную установку (РДУ), включающую в свой состав электролизер воды (ЭВ) с жидким электролитом - наиболее распространенным типом электролизеров (патент RU 2215891 от 10.11.2003, МПК: F02K 11/00 (2006.01)). Несмотря на большой практический опыт применения таких агрегатов в наземных условиях, на борту КА их использование не вполне оправдано по нескольким причинам. Последние перечислены в последующей разработке тех же авторов (патент RU 2310768 от 20.11.2007, МПК: F02K 11/00 (2006.01), B64G 1/40 (2006.01)), которая в данном случае принята за прототип.
В отличие от аналога здесь используется твердополимерный ЭВ с катодной системой водоснабжения («А water-based propulsion system for advanced spacecraft» Journal AIAA (American Institute of Aeronautics and Astronautics) (USA). Guidance, Navigation, and Control Conference. San Jose: AIAA 2006, p. 426-438), при которой кислород генерируется в чистом виде, без примесей воды. Это существенно упрощает схему РДУ и повышает ее надежность. Таким образом, прототип импульсной реактивной двигательной установки космического аппарата содержит твердополимерный электролизер воды, вход водородной полости которого гидравлически связан с герметичным резервуаром с водой, имеющим штуцер наддува, газожидкостной сепаратор (ГЖС), подключенный к выходу водородной полости электролизера и связанный с ее входом байпасной гидромагистралью, на которой установлен насос, баллон для хранения водорода и реактивный двигатель, соединенные пневмомагистралью с клапаном, а также управляемый источник тока, подключенный к электролизеру.
Однако такое техническое решение также имеет свои недостатки, к которым можно отнести:
- высокая температура (до 2500 К) в камере сгорания при использовании кислородно-водородного топлива. Несмотря на импульсный режим работы установки это приводит к постепенному выгоранию критического сечения сопла, а это затрудняет нормирование импульса, который дает РДУ;
- необходимость нагревать водород перед подачей его в камеру сгорания существенно увеличивает энергопотребление установки во время работы двигателя, поскольку даже заранее перемешанная кислородно-водородная смесь самовоспламеняется при температуре около 500 К («Водород. Свойства, получение, хранение…» - Справочник под ред. Д.Ю. Гамбурга. М.: Химия, 1989, стр. 50). В рассматриваемом же случае в нагретый водород подается холодный кислород, поэтому предварительный нагрев водорода должен быть еще выше, особенно в начале, пока двигатель еще холодный. Мощность нагревателя в этот момент должна быть существенно увеличена (с учетом тепловой инерционности нагревателя).
- воспламенение кислородно-водородных смесей с большой разницей температур компонентов, кроме того, может сопровождаться детонацией и задержкой воспламенения. Это также меняет импульс, выдаваемый РДУ, и может привести к поломке двигателя;
- установка-прототип не рассчитана на использование в обитаемых КА и никак не интегрируется с другими системами таких аппаратов.
Задачей данного предложения является устранение перечисленных недостатков.
Техническим результатом изобретения является повышение ресурса и надежности импульсной РДУ.
Технический результат достигается тем, что в импульсную реактивную двигательную установку космического аппарата, включающую твердополимерный электролизер воды, вход водородной полости которого гидравлически связан с герметичным резервуаром с водой, имеющим штуцер наддува, газожидкостной сепаратор, подключенный к выходу водородной полости электролизера и связанный с ее входом байпасной гидромагистралью, на которой установлен насос, баллон для хранения водорода и реактивный двигатель, соединенные пневмомагистралью с клапаном, а также управляемый источник тока, подключенный к электролизеру, введен подключенный к управляемому источнику тока электрохимический компрессор водорода, вход которого пневматически соединен с газовой полостью газожидкостного сепаратора, а выход - с баллоном для хранения водорода и штуцером наддува резервуара с водой пневмомагистралями с клапанами, причем на второй из них установлен также редуктор давления, при этом электрохимический компрессор водорода имеет байпасную разгрузочную пневмомагистраль с клапаном, соединяющую выход компрессора с его входом.
Кроме того, в импульсной реактивной двигательной установке космического аппарата выход электролизера по кислороду сообщается с системой жизнеобеспечения космического аппарата, а твердополимерный электролизер и электрохимический компрессор водорода включены последовательно в общую цепь электропитания управляемого источника тока.
Суть предложения состоит в том, что при той же, что и в прототипе, общей архитектуре установки (ракетный двигатель + его служебные системы на основе электролизера воды) кардинально меняется рабочее тело двигателя. Вместо высокотемпературных продуктов сгорания кислородно-водородной смеси он работает на «холодном» водороде высокого давления, при этом «силовые» характеристики двигателя практически не ухудшаются. Последнее объясняется тем, что скорость звука в водороде (около 1300 м/с) близка к скорости звука в рабочих газах кислородно-водородных двигателей (1000-1500 м/с), т.е. удельная энергия в обоих случаях примерно одинакова. Уровень же давлений, который можно получить с помощью электрохимического компрессора водорода, (до 400 атм) заметно выше, чем тот, что используется в «горячих» двигателях (до 250 атм). Температура же в камере сгорания в данном случае на порядок ниже, что увеличивает ресурс двигателя, а конструкция установки проще и надежнее.
Кроме того, плотность холодного газообразного водорода при давлении 400 атм и выше уже приближается к плотности жидкого, поэтому запас топлива в РДУ может существенно увеличиться, и установка сможет работать более длительное время. Помимо этого появляется возможность использовать наработанный кислород для нужд экипажа КА.
Схема РДУ дана на фиг. 1. Как и в прототипе ее основными элементами являются РД (10) и снабженный датчиком давления (8) баллон хранения водорода (БХВ) (11), соединенные пневмомагистралью с клапаном (3). В отличие от прототипа камера сгорания РД здесь не имеет рубашки охлаждения, поскольку двигатель работает на холодном водороде.
Основным новым элементом служебных систем установки является электрохимический компрессор водорода (ЭКВ) (13), работающий по принципу, аналогичному тому, что используется в твердополимерных электролизерах воды (Electrochemical hydrogen compressor - Wikipedia). В настоящее время с помощью такого устройства получен водород с давлением 400 атм («Hydrogen - A Competitive Energy Storage Medium To Enable the, Large Scale Integration of Renewable Energies», Seville, 15-16 November 2012, HyET Electrochemical Hydrogen Compression, http://www.iphe.net/docs/Events/Seville_11-12/V). Генерирующая часть установки (фактически - генератор водорода высокого давления) представляет собой последовательно соединенные ЭВ (12) и ЭКВ (13). Соединены они через ГЖС (14), который снабжен датчиком давления (7) и датчиком заполнения (9). Вместе с водородной полостью ЭВ и насосом (15), установленным на байпасной гидромагистрали электролизера (18), водяная полость ГЖС (14) образует замкнутый по воде циркуляционный контур. При работе ЭВ (12) кислород удаляется прямо из электролизера (12), а водород вместе с неразложившейся водой направляется в этот циркуляционный контур и по магистрали (6) попадает в ГЖС (14), где отделяется от воды, циркулирующей в контуре.
Уменьшающийся запас воды в контуре пополняется из резервуара с водой (РСВ) (16), соединенного с водородной полостью ЭВ (12) гидромагистралью с клапаном (1). Штуцер наддува (21) РСВ (16) подключен к выходу ЭКВ (13) пневмомагистралью с клапаном (2) и редуктором (17). Вход ЭКВ (13) сообщается с газовой полостью ГЖС (14) пневмомагистралью (19), а выход ЭКВ подключен к БХВ (11) пневмомагистралью с клапаном (4). Кроме того, ЭКВ (13) имеет байпасную разгрузочную пневмомагистраль с клапаном (5).
Электропитание ЭВ (12) и ЭКВ (13) осуществляется от управляемого источника тока (УИТ) (20), при этом оба агрегата могут включаться последовательно в общую цепь электропитания этого источника. Управление установкой может происходить как автоматически, так и вручную. В последнем случае в качестве датчиков давления используются манометры, а вместо электрических клапанов могут применяться вентили.
Работа данной РДУ (как и прототипа) носит циклический характер и состоит из «зарядки» и «реактивной» стадии, когда работает ее двигатель. На стадии «зарядки» происходит наработка рабочего тела двигателя.
Перед началом эксплуатации установки РСВ (16) должен быть заполнен водой, а газовые полости - водородом (исключая, естественно, кислородную полость электролизера). Заполнение БХВ начинается после подачи питания на ЭКВ (13) от УИТ (20), при этом клапаны на магистралях (1, 2, 4) открыты, а на магистралях (3, 5) - закрыты. Возникший при этом на компрессоре (13) перепад давления стимулирует течение воды из РСВ (16) через водородную полость ЭВ (12) в ГЖС (14), что позволяет начать электролиз. После этого включают питание ЭВ (12), и начинается наработка водорода, процесс при этом контролируют по показаниям датчиков давления - (7, 8). Кислород из РДУ удаляют (например, направляется в систему жизнеобеспечения КА), что увеличивает пожаробезопасность установки.
Следует отметить, что при работе ЭВ на его мембране должен соблюдаться допустимый перепад давления между кислородом и водородом. Для твердополимерных ЭВ обычной конструкции этот перепад достигает 2-3 ати. Для ограничения нагрузки на мембрану используют различные регуляторы перепада давления или специальные схемные решения, например применение же специальных суппортов («GES/Dimensionally Stable High Perfomance Membrane», www.hydrogen.energy.gov; патент US 6/365/032 B1, 02.04.2002, МПК: C25B 1/12 (2006.01), C25B 11/02 (2006.01), C25B 11/04 (2006.01); заявка US 20090035631 A1, 05.02.2009, МПК: C25B 13/00 (2006.01), C25B 9/04 (2006.01), C25B 9/08 (2006.01)) позволяет работать при перепадах до 140 ати и более. В этом случае использовать схемные решения для выравнивания давлений водорода и кислорода на мембране электролизера необязательно.
После заполнения ГЖС (14) водой (процесс контролируется датчиком заполнения (9)) клапан на магистрали (1) закрывается, и включается циркуляционный насос (15), установленный на байпасной гидромагистрали (18). Последующая наработка газов происходит в процессе циркуляции воды по замкнутому контуру, включающему водяную полость ГЖС (14), насос (15), водородную полость ЭВ (12) и магистрали (6) и (18). Запас ее в контуре пополняется из РСВ (16) по показаниям датчика заполнения (9) в ГЖС (14), либо исходя из расчетного количества наработанного водорода (по показаниям датчика давления (8)). Для этого открывается клапан на магистрали (1), и водород через водородную полость ЭВ (12) вытесняет порцию воды из РСВ (16) в ГЖС (14). Падение давления водорода в РСВ (16) компенсируется по мере необходимости, исходя из показаний датчика давления (7), для чего открывается клапан на магистрали (2), и водород с выхода ЭКВ (13) через редуктор (17) поступает в газовую подушку РСВ (16) по магистрали (2). Полученный при электролизе водород из газовой полости ГЖС (14) по магистрали (19) поступает на вход ЭКВ (13) и далее по магистрали (4) - в БХВ (11). Клапан на байпасной разгрузочной пневмомагистрали (5) при этом закрыт. Последовательное размещение на водородной линии установки двух твердополимерных электрохимических агрегатов (ЭВ и ЭКВ) делает необходимым согласование режимов их работы. В противном случае возможно возникновение перепадов давления водорода, нарушающих нормальную работу одного из этих агрегатов, и выход из строя всей установки. Обеспечить согласованную работу ЭВ (12) и ЭКВ (13) можно с помощью соответствующей системы управления, однако проще и надежнее включить оба эти агрегата в общую цепь электропитания. В этом случае число протонов, т.е. атомов водорода, проходящих через мембрану ЭВ, равно числу протонов, проходящих через мембрану ЭКВ (13). При этом точный баланс соблюдается как в стационарном режиме, так и на переходных режимах работы, а количество водорода в ГЖС (14) поддерживается постоянным. Отсутствие дисбаланса в работе основных агрегатов РДУ естественно повышает ее надежность.
После заполнения БХВ (11) (контроль - по датчику давления (8)) электропитание ЭВ (12), ЭКВ (13) и насоса (15) отключается, закрывается клапан на пневмомагистрали (4), открывается клапан на байпасной разгрузочной пневмомагистрали (5), и давление водорода по всему тракту генерирующей части установки выравнивается. Впоследствии после отработки двигателя закрывается клапан на пневмомагистрали (3), открывается клапан на пневмомагистрали (4) и давление в РДУ падает до уровня остаточного давления в БХВ. Генерирующая часть установки возвращается в свое исходное состояние, а сама установка готова к запуску РД (10), который срабатывает по команде системы управления КА.
Claims (2)
1. Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата, включающая твердополимерный электролизер воды, вход водородной полости которого гидравлически связан с герметичным резервуаром с водой, имеющим штуцер наддува, газожидкостной сепаратор, подключенный к выходу водородной полости электролизера и связанный с ее входом байпасной гидромагистралью, на которой установлен насос, баллон для хранения водорода и реактивный двигатель, соединенные пневмомагистралью с клапаном, а также управляемый источник тока, подключенный к электролизеру, отличающаяся тем, что в нее введен подключенный к управляемому источнику тока электрохимический компрессор водорода, вход которого пневматически соединен с газовой полостью газожидкостного сепаратора, а выход - с баллоном для хранения водорода и штуцером наддува резервуара с водой пневмомагистралями с клапанами, причем на второй из них установлен также редуктор давления, при этом электрохимический компрессор водорода имеет байпасную разгрузочную пневмомагистраль с клапаном, соединяющую выход компрессора с его входом.
2. Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что выход электролизера по кислороду сообщается с системой жизнеобеспечения космического аппарата, а твердополимерный электролизер и электрохимический компрессор водорода включены последовательно в общую цепь электропитания управляемого источника тока.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015117118/06A RU2605163C2 (ru) | 2015-05-05 | 2015-05-05 | Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015117118/06A RU2605163C2 (ru) | 2015-05-05 | 2015-05-05 | Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2015117118A RU2015117118A (ru) | 2016-11-27 |
| RU2605163C2 true RU2605163C2 (ru) | 2016-12-20 |
Family
ID=57759000
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015117118/06A RU2605163C2 (ru) | 2015-05-05 | 2015-05-05 | Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2605163C2 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2673640C1 (ru) * | 2017-08-16 | 2018-11-28 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Электролизная ракетная двигательная установка и способ её эксплуатации |
| RU2673920C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-12-03 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ создания реактивной тяги пилотируемого космического аппарата |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108416125A (zh) * | 2018-02-13 | 2018-08-17 | 北京空间技术研制试验中心 | 低轨长寿命载人航天器的设计与验证方法 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5279484A (en) * | 1992-03-11 | 1994-01-18 | Loral Aerospace Corporation | Manned space vehicle with low-level hydrogen-oxygen-carbon dioxide propulsion unit |
| RU2215891C2 (ru) * | 2001-02-13 | 2003-11-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Солнечная энергетическая ракетная двигательная установка импульсного действия |
| RU2310768C2 (ru) * | 2005-10-07 | 2007-11-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Солнечная ракетная кислородно-водородная двигательная установка импульсного действия |
| US20110017874A1 (en) * | 2007-11-26 | 2011-01-27 | Clearvalue Technologies, Inc. | Means of fuel and oxidizer storage |
-
2015
- 2015-05-05 RU RU2015117118/06A patent/RU2605163C2/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5279484A (en) * | 1992-03-11 | 1994-01-18 | Loral Aerospace Corporation | Manned space vehicle with low-level hydrogen-oxygen-carbon dioxide propulsion unit |
| RU2215891C2 (ru) * | 2001-02-13 | 2003-11-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Солнечная энергетическая ракетная двигательная установка импульсного действия |
| RU2310768C2 (ru) * | 2005-10-07 | 2007-11-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Солнечная ракетная кислородно-водородная двигательная установка импульсного действия |
| US20110017874A1 (en) * | 2007-11-26 | 2011-01-27 | Clearvalue Technologies, Inc. | Means of fuel and oxidizer storage |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| RU 2215891 C2, 10,11,2003. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2673640C1 (ru) * | 2017-08-16 | 2018-11-28 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Электролизная ракетная двигательная установка и способ её эксплуатации |
| RU2673920C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-12-03 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ создания реактивной тяги пилотируемого космического аппарата |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2015117118A (ru) | 2016-11-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6739131B1 (en) | Combustion-driven hydroelectric generating system with closed loop control | |
| CN111005821B (zh) | 一种膨胀循环液氧甲烷上面级发动机系统 | |
| US11181076B2 (en) | Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer | |
| CA2914247C (en) | Process for testing a compressor or a combustor of a gas turbine engine using a large compressed air storage reservoir | |
| CN109630317A (zh) | 基于电动泵的轨姿控一体化空间推进系统 | |
| US9654161B2 (en) | Process for testing a compressor or a combustor of a gas turbine engine using a large compressed air storage reservoir | |
| RU2605163C2 (ru) | Импульсная реактивная двигательная установка космического аппарата | |
| CN114291299B (zh) | 固液双模式姿轨控动力系统及其控制方法 | |
| CN112160848A (zh) | 自增压固液混合发动机 | |
| RU2215891C2 (ru) | Солнечная энергетическая ракетная двигательная установка импульсного действия | |
| RU2486113C1 (ru) | Система запуска криогенного жидкостного ракетного двигателя космического объекта | |
| RU2447313C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель многократного включения (варианты) | |
| RU2310768C2 (ru) | Солнечная ракетная кислородно-водородная двигательная установка импульсного действия | |
| CN112377331B (zh) | 一种火箭发动机多次点火起动装置及具有其的火箭发动机 | |
| CN109578134B (zh) | 一种氢氧回收利用系统及其应用 | |
| RU2742516C1 (ru) | Двигательная установка с ракетным двигателем | |
| RU2484285C1 (ru) | Кислородно-водородный жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2492342C1 (ru) | Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель (варианты) | |
| US3140064A (en) | Liquid heat sink auxiliary power generator for space vehicles | |
| RU2760369C1 (ru) | Жидкостная ракетная двигательная установка космического аппарата | |
| RU2339832C2 (ru) | Система подачи топлива | |
| Patel et al. | Thermal Management and Power Generation for Directed Energy Weapons | |
| RU2338083C1 (ru) | Гибридный ракетный двигатель | |
| RU2476708C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| RU2451199C1 (ru) | Двигательная установка жидкостной ракеты |