RU2628549C2 - Космический аппарат, оснащенный устройством сведения с орбиты, содержащим детонационный двигатель - Google Patents
Космический аппарат, оснащенный устройством сведения с орбиты, содержащим детонационный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2628549C2 RU2628549C2 RU2014147672A RU2014147672A RU2628549C2 RU 2628549 C2 RU2628549 C2 RU 2628549C2 RU 2014147672 A RU2014147672 A RU 2014147672A RU 2014147672 A RU2014147672 A RU 2014147672A RU 2628549 C2 RU2628549 C2 RU 2628549C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- engine
- main
- detonation
- orbit
- Prior art date
Links
- 238000005474 detonation Methods 0.000 title claims abstract description 67
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 42
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 claims description 42
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 35
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 13
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 11
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 6
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 6
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 4
- 239000007792 gaseous phase Substances 0.000 claims description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 2
- 239000007791 liquid phase Substances 0.000 claims description 2
- 239000007790 solid phase Substances 0.000 claims description 2
- 239000003380 propellant Substances 0.000 abstract description 11
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 4
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 4
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 3
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 3
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 2
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 2
- 238000004200 deflagration Methods 0.000 description 2
- 150000002431 hydrogen Chemical class 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 2
- 230000002269 spontaneous effect Effects 0.000 description 2
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000004323 axial length Effects 0.000 description 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000012071 phase Substances 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
-
- 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
-
- 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
- B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
-
- 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
-
- 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
- F02K9/74—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant
- F02K9/76—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with another rocket-engine plant; Multistage rocket-engine plants
- F02K9/766—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with another rocket-engine plant; Multistage rocket-engine plants with liquid propellant
-
- 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)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к космической технике. Космический аппарат (КА) содержит по меньшей мере один основной бак ракетного топлива, основной двигатель, питаемый ракетным топливом из основного бака, и устройство сведения с орбиты. Устройство сведения с орбиты содержит детонационный двигатель, питаемый ракетным топливом из основного бака. Средство выведения КА содержит по меньшей мере одну ступень, образованную указанным космическим аппаратом. В способе сведения с орбиты КА сведение выполняют после остановки основного двигателя с применением детонационного двигателя, питаемого топливом из основного бака при давлении, меньшем или равном 10 бар. В способе сведения с орбиты КА, образующего ступень средства выведения, указанную ступень отделяют от средства выведения после остановки основного двигателя. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение сведения с орбиты КА с использованием топлива из основного бака и тем самым снижение массы КА. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к космическому аппарату, оснащенному устройством сведения с орбиты, средству для выведения космических аппаратов, содержащему такой аппарат, и способу сведения с орбиты космического аппарата.
Уровень техники
Для того чтобы не загрязнять и не загромождать космические орбиты необходимо сводить с орбиты космические аппараты после их эксплуатации. Другими словами, после эксплуатации следует сводить космические аппараты с их орбиты, чтобы они возвращались в земную атмосферу и падали на Землю, обычно распадаясь на части. Таким путем обеспечивается, чтобы орбита, на которую первоначально были выведены космические аппараты, не загрязнялась, и чтобы новые выводимые впоследствии космические аппараты не испытывали функциональных помех или не сталкивались со старыми, уже не используемыми космическими аппаратами.
Обычно невозможно использовать основной двигатель космического аппарата для его сведения с орбиты, так как давление остаточного ракетного топлива в основном баке слишком низко для обеспечения функционирования основного двигателя, поскольку большая часть топлива была израсходована основным двигателем для выведения космического аппарата на орбиту, при этом давление в основном баке значительно снижено и уже не позволяет надлежащим образом питать основной двигатель ракетным топливом. Традиционные основные двигатели требуют питания ракетным топливом под некоторым минимальным давлением (порядка нескольких десятков бар) для обеспечения возможности их функционирования.
Известны также устройства сведения с орбиты в виде дополнительных устройств, оснащающих космический аппарат. Однако эти традиционные устройства сведения с орбиты имеют свой собственный бак ракетного топлива и поэтому обычно бывают тяжелыми, что негативно сказывается на работе космического аппарата.
Сущность изобретения
Целью настоящего изобретения является, по меньшей мере, значительное снижение указанных недостатков.
Согласно настоящему изобретению эта цель достигнута за счет обеспечения космического аппарата, содержащего по меньшей мере один основной бак ракетного топлива, основной двигатель, питаемый ракетным топливом из основного бака, и устройство сведения с орбиты, при этом устройство сведения с орбиты содержит детонационный двигатель, питаемый ракетным топливом из основного бака.
Следует понимать, что термин «космический аппарат» означает любой аппарат, предназначенный для запуска в космос. Этот термин обозначает, но не исключительно, ступень средства выведения космических аппаратов, средство выведения космических аппаратов, содержащее единственную ступень, космический летательный аппарат многоразового использования, спутник или эквивалентный аппарат.
Основной двигатель является двигателем, предназначенным для доставки космического аппарата в космос или на заданную орбиту. Основной бак является баком, который предназначен для вмещения ракетного топлива для питания основного двигателя. Разумеется, может быть предусмотрен один или несколько баков ракетного топлива в зависимости от того, работают ли основной двигатель и детонационный двигатель на единственном топливе или на смеси нескольких компонентов топлива. В дальнейшем и за исключением иного указания общий термин «ракетное топливо» будет обозначать без различия ракетное топливо или компоненты ракетного топлива, необходимое для работы основного двигателя. Большая часть (примерно 95% или больше) содержащегося в основном баке ракетного топлива расходуется основным двигателем во время основной тяги, доставляющей космический аппарат в космос или на заданную орбиту. Остаточное ракетное топливо после использования основной тяги названо «остаточным ракетным топливом». Первоначальное давление внутри основного бака снизилось в ходе его использования во время основной тяги основного двигателя таким образом, что остаточное ракетное топливо имеет низкое давление в основном баке. В дальнейшем термин «основная тяга» обозначает тягу, вырабатываемую основным двигателем для доставки космического аппарата в космос или на заданную орбиту.
Детонационный двигатель является двигателем известного типа, который не требует питания ракетным топливом под высоким давлением (достаточно давления в несколько бар, например, от 3 до 5 бар). Таким образом, можно использовать имеющееся в основном баке остаточное ракетное топливо при низком давлении для питания детонационного двигателя. При этом устройство сведения с орбиты согласно изобретению не требует своего отдельного бака ракетного топлива и вследствие этого является более легким, чем традиционные устройства сведения с орбиты. Кроме того, данное устройство сведения с орбиты имеет преимущество в том, что использует почти полностью остатки ракетного топлива в основном баке. Почти полное использование бортового ракетного топлива дает преимущество как в экономическом, так и в экологическом аспектах.
Следует напомнить, что детонационный двигатель является двигателем, у которого скорость распространения волны газов сгорания выше или равна скорости звука. Детонация является режимом горения, который характеризуется сильной связью между ударными волнами и зонами химической реакции (горения). Эти ударные волны сами инициируют химические реакции, сжимая среду до достижения величин давления и температуры, превышающих условия самовозгорания (точку самовозгорания) ракетного топлива. Среднее давление в камере сгорания может более чем в десять раз превышать первоначальное давление ракетного топлива (порядка нескольких бар, например, от 3 до 5 бар). И наконец, расширение газов сгорания в диффузоре или в «клиновоздушном» (aerospike) сопле позволяет генерировать достаточную тягу для сведения космического аппарата с орбиты.
Предпочтительно, детонационный двигатель содержит нагреватель для нагрева ракетного топлива таким образом, чтобы ракетное топливо переходило из твердой или жидкой фазы в газообразную фазу перед устройством впрыска.
Переход ракетного топлива в газообразную фазу лучше обеспечивает его детонацию. В том случае, когда детонационный двигатель питается несколькими компонентами ракетного топлива, нагреватель может нагревать один, несколько или все компоненты ракетного топлива.
Предпочтительно, детонационный двигатель содержит камеру сгорания и контур охлаждения камеры сгорания, причем нагреватель включает в себя контур охлаждения.
Иначе говоря, контур охлаждения составляет часть нагревателя. Следует понимать, что ракетное топливо течет от основного бака к устройству впрыска, проходя через контур охлаждения. Охлаждая камеру сгорания, ракетное топливо нагревается. При этом получают два дополняющих друг друга эффекта: с одной стороны - охлаждают камеру сгорания, что позволяет поддерживать ее при заданной рабочей температуре, а с другой стороны - нагревают ракетное топливо для подготовки к детонации.
Предпочтительно, детонационный двигатель расположен противоположно основному двигателю относительно основному баку.
За счет такого расположения детонационного двигателя и основного двигателя облегчается торможение космического аппарата. При этом детонационный двигатель ориентирован таким образом, что создаваемая им тяга ориентирована в направлении, противоположном тяге, генерируемой основным двигателем (а следовательно - в направлении, противоположном движению космического аппарата). Понятно, что при нормальных условиях эксплуатации устройство сведения с орбиты заблокировано, когда основной двигатель функционирует, и срабатывает, когда основной двигатель останавливается.
Предпочтительно, космический аппарат согласно изобретению содержит два основных бака, а именно - бак для горючего и бак для окислителя, при этом каждый из основного двигателя и детонационного двигателя соединен с двумя основными баками.
Горючее, например, может быть водородом, а окислитель - жидким кислородом.
Предпочтительно, основной двигатель является двигателем с дозвуковым горением (дефлаграцией).
Двигатель с дозвуковым горением является традиционным двигателем, используемым для обеспечения основной тяги космических аппаратов. Следует напомнить, что двигатель с дозвуковым горением является двигателем, в котором скорость распространения волны горения ниже звуковой скорости. Такой двигатель требует питания ракетным топливом (компонентами топлива) с минимальным давлением порядка нескольких десятков бар, предпочтительно - с давлением от 100 до 130 бар.
Следует отметить, что конструктивно детонационный двигатель отличается от двигателя с дозвуковым горением тем, что снабжен детонатором зажигания. Например, детонатор зажигания содержит вспомогательный контур подачи топлива и свечу зажигания. Двигатель с дозвуковым горением не имеет детонатора зажигания.
Во время основной тяги, обеспечиваемой двигателем с дозвуковым горением, первоначальное давление ракетного топлива, составляющее от 100 до 130 бар, снижается до давления порядка десяти бар или ниже, и этого давления уже недостаточно для обеспечения работы основного двигателя с дозвуковым горением. Когда основной двигатель останавливается, остаточное ракетное топливо находится под давлением, которое меньше или равно 10 бар. Однако давление этого остаточного ракетного топлива достаточно для обеспечения работы детонационного двигателя устройства сведения с орбиты.
Согласно первому варианту детонационный двигатель является двигателем с непрерывной вращательной детонацией (спиновым детонационным двигателем).
Двигатели с непрерывной вращательной детонацией известны. Следует напомнить, что в двигателе с непрерывной вращательной детонацией камера сгорания выполнена кольцевой, и фронт волны горения является локальным и перемещается азимутально в кольцевой камере сгорания. Требуется только инициировать с помощью детонатора зажигания первоначальную детонацию, которая затем распространяется в азимутальном направлении в одну или другую сторону. На уровне впрыска фазы сжатия и расширения повторяются поочередно автономным образом. Волна расширения следует за волной детонации (или волной сжатия), причем эта волна расширения «всасывает» ракетное топливо, необходимое для детонации во время прохода волны детонации. Можно инициировать также несколько циклов детонации, которые генерируют множество последовательных фронтов волны детонации.
Следует заметить, что конструктивно двигатель с непрерывной вращательной детонацией отличается от двигателя с дозвуковым горением тем, что внутри камеры сгорания сердечник (или центральный элемент) и боковые стенки определяют кольцевое пространство. Двигатель с дозвуковым горением не имеет сердечника в камере сгорания.
Согласно второму варианту детонационный двигатель является двигателем с импульсной детонацией (пульсирующим детонационным двигателем).
Двигатели с импульсной детонацией известны. Следует напомнить, что в двигателе с импульсной детонацией камера сгорания имеет классическую цилиндрическую форму, закрытую со стороны впрыска и открытую на противоположной стороне. Ракетное топливо впрыскивается в камеру сгорания. Детонатор зажигания инициирует детонацию. Когда детонация закончится, ракетное топливо впрыскивается снова и с помощью детонатора зажигания инициируется новая детонация. В противоположность двигателю с непрерывной вращательной детонацией, в котором детонация непрерывна, детонация в двигателе с импульсной детонацией не непрерывна и должна вновь инициироваться каждый раз.
Изобретение относится также к средству выведения космических аппаратов, содержащему по меньшей мере одну ступень, образованную космическим аппаратом согласно изобретению.
Предпочтительно, указанная по меньшей мере одна ступень является последней и/или предпоследней ступенью средства выведения космических аппаратов.
Первые ступени средства выведения космических аппаратов сбрасываются, когда средство выведения находится еще достаточно близко от Земли, так что гравитационное поле Земли сразу же вызывает падение первых ступеней, и они не могут остаться на орбите. В отличие от этого предпоследняя и/или последняя ступени средства выведения космических аппаратов сбрасываются, когда средство выведения находится уже в космосе и слишком удалено от земного гравитационного поля, чтобы оно вызвало их немедленное падение на Землю. Поэтому последняя и/или предпоследняя ступень средства выведения космических аппаратов снабжена (снабжены) устройством сведения с орбиты согласно изобретению, чтобы можно было удалить их от достигнутой ими орбиты и вернуть в земную атмосферу для падения на Землю.
Изобретение относится также к способу сведения с орбиты космического аппарата согласно изобретению, в котором сведение с орбиты выполняют с помощью устройства сведения с орбиты после остановки основного двигателя, при этом детонационный двигатель устройства сведения с орбиты питают ракетным топливом от основного бака под давлением, которое меньше или равно 10 (десять) бар.
Понятно, что для доставки космического аппарата на его орбиту основной двигатель израсходовал большую часть ракетного топлива, так что давление в основном баке или в баках станет меньше или равно 10 бар. Когда основной двигатель останавливается, можно использовать устройство сведения с орбиты и свести космический аппарат с орбиты.
Предпочтительно, когда космический аппарат является ступенью средства выведения космических аппаратов, эту ступень отделяют после остановки основного двигателя и перед выполнением сведения с орбиты.
Таким образом, обеспечивают отсутствие влияния сведения ступени с орбиты на средство выведения космических аппаратов.
Краткий перечень чертежей
Изобретение и его преимущества будут ясны из последующего подробного описания различных не имеющих ограничительного характера примеров выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи. На чертежах:
фиг. 1 изображает средство выведения космических аппаратов согласно изобретению,
фиг. 2 изображает космический аппарат согласно изобретению, образующий последнюю ступень средства выведения по фиг. 1, и
фиг. 3 изображает камеру сгорания детонационного двигателя космического аппарата по фиг. 2.
Осуществление изобретения
Следует отметить, что чертежи являются очень схематическими, так как их целью является по возможности наиболее простое и наиболее наглядное представление средства выведения космических аппаратов и космического аппарата согласно изобретению.
На фиг. 1 показано средство 100 выведения космических аппаратов, содержащее три ступени, а именно первую ступень 101, вторую ступень 102, третью и последнюю ступень 103 и отсек 104 для размещения груза, предназначенного для транспортирования в космос, например спутника.
Третья и последняя ступень 103 образована космическим аппаратом 10 и содержит две обечайки 103a и 103b, обеспечивающие геометрическую непрерывность внешней формы ракеты-носителя 100, когда третья ступень соединена со второй ступенью 102 и/или с отсеком 104.
На фиг. 2 показан космический аппарат 10, образующий последнюю ступень средства 100 выведения космических аппаратов по фиг. 1. Космический аппарат 10 содержит основной двигатель 12 дефлаграции или дозвукового горения, два основных бака 14a и 14b для ракетного топлива и устройство 16 сведения с орбиты, содержащее детонационный двигатель 18.
Основные баки 14a и 14b содержат, соответственно, горючее, например водород, и окислитель, например кислород, под давлением и в жидком состоянии. Трубопроводы 15 соединяют основные баки 14a и 14b с основным двигателем 12 и с детонационным двигателем 18 для их питания ракетным топливом.
Детонационный двигатель 18 расположен по отношению к основным бакам 14a и 14b противоположно основному двигателю 12. Точнее, космический аппарат имеет протяженность в осевом направлении А, а основной двигатель 12 и детонационный двигатель 18 расположены вдоль этого осевого направления А по обе стороны от основных баков 14a и 14b.
Как показано на фиг. 3, детонационный двигатель 18 содержит нагреватель 20, содержащий контур 22 охлаждения в виде змеевика, окружающего камеру 24 сгорания для поддержания камеры 24 сгорания при заданной температуре и для нагрева компонентов топлива. Нагретые компоненты топлива подаются к устройству 26 впрыска, расположенные перед (по движению потока компонентов топлива) камерой 24 сгорания. В данном примере выполнения горючее и окислитель протекают по контуру 22 охлаждения (разумеется - раздельно, с протеканием каждого компонента в отдельном змеевике, хотя на фиг. 3 показан только один змеевик). В одном из вариантов исполнения по контуру охлаждения протекает только горючее или только окислитель.
В данном примере выполнения детонационный двигатель 18 является двигателем с непрерывной вращательной детонацией. При этом камера 24 сгорания имеет наружную стенку 24a и сердечник 24b, а кольцевое пространство 24с между наружной стенкой 24a и сердечником 24b образует полость, где детонационные волны распространяются в азимутальном направлении.
При рассмотрении фиг. 1 становится понятно, что при сбросе второй ступени 102 во время полета средства выведения 100 космического аппарата обечайка 103a также сбрасывается. Основной двигатель 12 третьей ступени 106 запускается и приводит в движение узел, образованный третьей ступенью 103 и отсеком 104, обеспечивая основную тягу для вывода указанного узла в космос или на заданную орбиту. Когда работа с основной тягой основного двигателя 12 заканчивается, основной двигатель 12 останавливается. В ходе работы с основной тягой большая часть водорода и кислорода, содержащихся в основных баках 14a и 14b, будет израсходована, и первоначальное давление в баках снизится до давления, которое меньше или равно 10 бар. Третья ступень 103 и отсек 104 затем отделяются друг от друга. В процессе этого отделения обечайка 103b также отделяется от космического аппарата 10. После этого отделения устройство 16 сведения с орбиты активизируется и перемещает космический аппарат 10 от отсека 104 средства 100 выведения, запуская детонационный двигатель 18, который питается остаточными кислородом и водородом под низким давлением, содержащимися в основных баках 14a и 14b.
Хотя настоящее изобретение было раскрыто со ссылками на конкретные варианты осуществления, очевидно, что возможны различные модификации и изменения в пределах объема защиты, определяемого формулой изобретения. В частности, индивидуальные характеристики различных вариантов осуществления и/или вариантов исполнения, которые показаны и/или упомянуты, могут быть скомбинированы в дополнительных вариантах осуществления. Вследствие этого чертежи следует рассматривать как носящие иллюстративный, а не ограничительный характер. Так, например, вторая ступень 102 и/или первая ступень 101 могут быть образованы космическим аппаратом, подобным космическому аппарату 10. Кроме того, детонационный двигатель 18 космического аппарата может быть двигателем с импульсной детонацией, а не двигателем с непрерывной вращательной детонацией.
Claims (12)
1. Космический аппарат (10), содержащий по меньшей мере один основной бак (14а, 14b) ракетного топлива, основной двигатель (12), питаемый ракетным топливом из основного бака (14а, 14b), и устройство (16) сведения с орбиты, отличающийся тем, что устройство (16) сведения с орбиты содержит детонационный двигатель (18), питаемый ракетным топливом из основного бака (14а, 14b).
2. Космический аппарат (10) по п. 1, в котором детонационный двигатель (18) содержит нагреватель (20) для нагрева ракетного топлива таким образом, чтобы обеспечивать переход ракетного топлива из твердой или жидкой фазы в газообразную фазу перед устройством (26) впрыска.
3. Космический аппарат (10) по п. 2, в котором детонационный двигатель (18) содержит камеру (24) сгорания и охлаждающий контур (22) для охлаждения камеры (24) сгорания, причем нагреватель (20) включает в себя охлаждающий контур (22).
4. Космический аппарат (10) по п. 1, в котором детонационный двигатель (18) расположен противоположно основному двигателю (12) относительно основного бака (14а, 14b).
5. Космический аппарат (10) по п. 1, содержащий два основных бака, а именно бак (14а) для горючего и бак (14b) для окислителя, при этом каждый из основного двигателя (12) и детонационного двигателя (18) соединен с двумя основными баками (14а, 14b).
6. Космический аппарат (10) по п. 1, в котором основной двигатель (12) является двигателем с дозвуковым горением.
7. Космический аппарат (10) по п. 1, в котором детонационный двигатель (18) является двигателем с непрерывной вращательной детонацией.
8. Космический аппарат (10) по п. 1, в котором детонационный двигатель (18) является двигателем с импульсной детонацией.
9. Средство (100) выведения космических аппаратов, содержащее по меньшей мере одну ступень (103), образованную космическим аппаратом (10) по п. 1.
10. Средство (100) выведения космических аппаратов по п.9, в котором указанная по меньшей мере одна ступень (103) является последней и/или предпоследней ступенью средства (100) выведения космических аппаратов.
11. Способ сведения с орбиты космического аппарата (10) по любому из пп. 1-8, отличающийся тем, что указанное сведение с орбиты выполняют с помощью указанного устройства (16) сведения с орбиты после остановки указанного основного двигателя (12), при этом детонационный двигатель (18) устройства (16) сведения с орбиты питают ракетным топливом от основного бака (14а, 14b) при давлении, которое меньше или равно 10 бар.
12. Способ сведения с орбиты космического аппарата (10), образующего ступень (103) средства (100) выведения космических аппаратов по п. 9 или 10, в котором указанную ступень (103) отделяют от средства (100) выведения космических аппаратов после остановки основного двигателя (12) и перед выполнением сведения с орбиты.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1255215 | 2012-06-05 | ||
| FR1255215A FR2991300B1 (fr) | 2012-06-05 | 2012-06-05 | Engin spatial equipe d'un dispositif de desorbitation comprenant un moteur a detonation |
| PCT/FR2013/051247 WO2013182795A1 (fr) | 2012-06-05 | 2013-06-03 | Engin spatial equipe d'un dispositif de desorbitation comprenant un moteur a detonation |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2014147672A RU2014147672A (ru) | 2016-07-27 |
| RU2628549C2 true RU2628549C2 (ru) | 2017-08-18 |
Family
ID=47172749
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014147672A RU2628549C2 (ru) | 2012-06-05 | 2013-06-03 | Космический аппарат, оснащенный устройством сведения с орбиты, содержащим детонационный двигатель |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9487310B2 (ru) |
| EP (1) | EP2855276B1 (ru) |
| JP (1) | JP6285919B2 (ru) |
| FR (1) | FR2991300B1 (ru) |
| RU (1) | RU2628549C2 (ru) |
| WO (1) | WO2013182795A1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2742319C1 (ru) * | 2020-07-17 | 2021-02-04 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ работы детонационного ракетного двигателя |
| US11713140B2 (en) | 2020-06-11 | 2023-08-01 | The Aerospace Corporation | Lithium ion battery de-orbiter |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9475591B2 (en) * | 2013-11-19 | 2016-10-25 | Arthur Mckee Dula | Space launch apparatus |
| US10940961B2 (en) * | 2015-01-14 | 2021-03-09 | Ventions, Llc | Small satellite propulsion system |
| CN105975733B (zh) * | 2016-06-24 | 2019-08-23 | 上海交通大学 | 十杆欠驱动机构的运动学和动力学混合解降维方法 |
| CN112424069B (zh) * | 2018-07-27 | 2024-10-01 | 株式会社Ihi空间技术 | 紧急轨道脱离装置和紧急轨道脱离方法 |
| RU2692207C1 (ru) * | 2018-08-13 | 2019-06-21 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ минимизации зон отчуждения для отделяемых частей ракет-носителей |
| US11352150B2 (en) * | 2019-03-12 | 2022-06-07 | Momentus Space Llc | Spacecraft structure configured to store frozen propellant |
| USD1018427S1 (en) * | 2019-06-28 | 2024-03-19 | Christopher Craddock | Aerospike |
| USD1018428S1 (en) * | 2019-06-28 | 2024-03-19 | Christopher Craddock | Aerospike |
| US11549465B1 (en) * | 2020-06-09 | 2023-01-10 | Innoveering, LLC | Air breathing solid fuel rotating detonation engine |
| US11480136B1 (en) * | 2020-06-10 | 2022-10-25 | Richard D. Smith | Monopropellant continuous detonation engines |
| CN112461060B (zh) * | 2020-11-17 | 2022-11-15 | 航天科工火箭技术有限公司 | 一种火箭末级离轨控制方法和装置 |
| 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 |
| CN118254955B (zh) * | 2024-05-24 | 2024-07-30 | 清航空天(北京)科技有限公司 | 一种基于连续旋转爆震动力的飞行器 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2059858C1 (ru) * | 1993-09-14 | 1996-05-10 | Конструкторское бюро "Арсенал" им.М.В.Фрунзе | Отсек жидкостной ракетной двигательной установки космического аппарата |
| FR2732308A1 (fr) * | 1995-03-28 | 1996-10-04 | Eymard Roger | Procede d'utilisation du systeme propulsif d'un satellite artificiel pour la deorbitation |
| EP1852350A1 (en) * | 2006-05-03 | 2007-11-07 | Eutelsat | Method of operating a geostationary satellite and satellite control system for implementing said method |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2802130B2 (ja) * | 1988-08-12 | 1998-09-24 | 日本電信電話株式会社 | 人工衛星の軌道変更方法及び軌道変更装置 |
| US5873240A (en) * | 1993-04-14 | 1999-02-23 | Adroit Systems, Inc. | Pulsed detonation rocket engine |
| US6360993B1 (en) * | 1999-04-09 | 2002-03-26 | Space Systems/ Loral, Inc. | Expendable launch vehicle |
| US6776372B2 (en) * | 2002-09-26 | 2004-08-17 | The Boeing Company | Method of operating a satellite for end-of-life maneuvers |
| US7278611B2 (en) * | 2003-03-11 | 2007-10-09 | Science Applications International Corporation | Pulsed detonation engines for reaction control systems |
| US7686255B2 (en) * | 2007-08-28 | 2010-03-30 | Raytheon Company | Space vehicle having a payload-centric configuration |
| US8544280B2 (en) * | 2008-08-26 | 2013-10-01 | Board Of Regents, The University Of Texas System | Continuous detonation wave engine with quenching structure |
| GB2468515B (en) * | 2009-03-09 | 2011-02-02 | Salahuddin Rasheedsedqi Saeed | Clean aerospace engine |
-
2012
- 2012-06-05 FR FR1255215A patent/FR2991300B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2013
- 2013-06-03 RU RU2014147672A patent/RU2628549C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2013-06-03 WO PCT/FR2013/051247 patent/WO2013182795A1/fr active Application Filing
- 2013-06-03 EP EP13730021.6A patent/EP2855276B1/fr active Active
- 2013-06-03 US US14/405,947 patent/US9487310B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2013-06-03 JP JP2015515567A patent/JP6285919B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2059858C1 (ru) * | 1993-09-14 | 1996-05-10 | Конструкторское бюро "Арсенал" им.М.В.Фрунзе | Отсек жидкостной ракетной двигательной установки космического аппарата |
| FR2732308A1 (fr) * | 1995-03-28 | 1996-10-04 | Eymard Roger | Procede d'utilisation du systeme propulsif d'un satellite artificiel pour la deorbitation |
| EP1852350A1 (en) * | 2006-05-03 | 2007-11-07 | Eutelsat | Method of operating a geostationary satellite and satellite control system for implementing said method |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11713140B2 (en) | 2020-06-11 | 2023-08-01 | The Aerospace Corporation | Lithium ion battery de-orbiter |
| RU2742319C1 (ru) * | 2020-07-17 | 2021-02-04 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ работы детонационного ракетного двигателя |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20150144738A1 (en) | 2015-05-28 |
| RU2014147672A (ru) | 2016-07-27 |
| JP2015522465A (ja) | 2015-08-06 |
| FR2991300B1 (fr) | 2014-07-11 |
| JP6285919B2 (ja) | 2018-02-28 |
| WO2013182795A1 (fr) | 2013-12-12 |
| FR2991300A1 (fr) | 2013-12-06 |
| EP2855276A1 (fr) | 2015-04-08 |
| US9487310B2 (en) | 2016-11-08 |
| EP2855276B1 (fr) | 2019-02-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2628549C2 (ru) | Космический аппарат, оснащенный устройством сведения с орбиты, содержащим детонационный двигатель | |
| JP6006785B2 (ja) | 連続爆轟波エンジンおよびそのエンジンを搭載した航空体 | |
| EP3318744A1 (en) | Liquid rocket engine using pump driven by electric motor | |
| US11408376B2 (en) | Thrust augmentation of an additively manufactured hybrid rocket system using secondary oxidizer injection | |
| JP2007205353A (ja) | ラムジェット／スクラムジェットエンジン始動装置及びその方法 | |
| US20140283499A1 (en) | Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber | |
| US9180985B1 (en) | Nuclear thermal propulsion rocket engine | |
| US9346565B1 (en) | Nuclear thermal propulsion rocket engine | |
| US20240301844A1 (en) | Ramjet propulsion method | |
| CN104919166B (zh) | 用于火箭马达涡轮泵的启动器装置 | |
| JP2007192221A (ja) | ロケットエンジン用のアコースティックキャビティマニフォルド、ロケットエンジン及びロケットエンジンの比推力効率を向上させる方法 | |
| US8746120B1 (en) | Boosted electromagnetic device and method to accelerate solid metal slugs to high speeds | |
| Venugopal et al. | Hybrid rocket technology | |
| RU2545613C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель | |
| US20160237951A1 (en) | Device and a method for feeding a rocket engine propulsion chamber | |
| Lu | Prospects for detonations in propulsion | |
| RU2703763C1 (ru) | Способ выведения полезного груза на околоземные орбиты с помощью космической ракеты-носителя | |
| RU2492342C1 (ru) | Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель (варианты) | |
| US3421323A (en) | Fluid fuel and non-fluid oxidizer energy generation method | |
| RU2459102C1 (ru) | Звездолет с ядерной силовой установкой и атомный ракетный двигатель | |
| RU2481488C1 (ru) | Трехкомпонентный жидкостный ракетный двигатель | |
| Bruno | Spacecraft Propulsion | |
| Stechman et al. | Performance improvements in small earth storable rocket engines-an era of approaching the theoretical | |
| RU2796178C1 (ru) | Стартовый комплекс для пуска ракеты - носителя с твёрдотопливными ускорителями | |
| JPH06288301A (ja) | 多段加速方法及び装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190604 |