RU2673920C1 - Method for creating a reactive thrust of a manned spacecraft - Google Patents
Method for creating a reactive thrust of a manned spacecraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2673920C1 RU2673920C1 RU2017135726A RU2017135726A RU2673920C1 RU 2673920 C1 RU2673920 C1 RU 2673920C1 RU 2017135726 A RU2017135726 A RU 2017135726A RU 2017135726 A RU2017135726 A RU 2017135726A RU 2673920 C1 RU2673920 C1 RU 2673920C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- oxygen
- hydrogen
- spacecraft
- carbon dioxide
- gases
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 claims abstract description 37
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 37
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 claims abstract description 30
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 30
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 29
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims abstract description 25
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 23
- CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N Carbon dioxide Chemical compound O=C=O CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 22
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 19
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 16
- 238000005868 electrolysis reaction Methods 0.000 claims abstract description 15
- 229910002092 carbon dioxide Inorganic materials 0.000 claims abstract description 11
- 239000001569 carbon dioxide Substances 0.000 claims abstract description 11
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 11
- 230000029058 respiratory gaseous exchange Effects 0.000 claims abstract description 3
- 238000003860 storage Methods 0.000 abstract description 3
- 230000010006 flight Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 10
- 150000002431 hydrogen Chemical class 0.000 description 7
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 5
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 3
- -1 carbon dioxide Chemical class 0.000 description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 2
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 2
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 2
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 1
- 238000004887 air purification Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 125000004432 carbon atom Chemical group C* 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 239000007795 chemical reaction product Substances 0.000 description 1
- 239000012141 concentrate Substances 0.000 description 1
- 238000000354 decomposition reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007812 deficiency Effects 0.000 description 1
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000012528 membrane Substances 0.000 description 1
- 230000036284 oxygen consumption Effects 0.000 description 1
- JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N phencyclidine Chemical compound C1CCCCN1C1(C=2C=CC=CC=2)CCCCC1 JTJMJGYZQZDUJJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 230000008929 regeneration Effects 0.000 description 1
- 238000011069 regeneration method Methods 0.000 description 1
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 1
- 239000002760 rocket fuel Substances 0.000 description 1
- 238000001179 sorption measurement Methods 0.000 description 1
- 239000002699 waste material Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
- B64G1/12—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles manned
-
- 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
- F02K99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Electrolytic Production Of Non-Metals, Compounds, Apparatuses Therefor (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое техническое решение относится к ракетно-космической технике и может использоваться при разработке реактивных двигательных установок (ДУ), предназначенных для маневрирования пилотируемых космических аппаратов (КА).The proposed technical solution relates to rocket and space technology and can be used in the development of jet propulsion systems (DU), designed to maneuver manned spacecraft (SC).
К аналогам данного предложения можно отнести известные способы производства ракетного топлива в космосе, когда компонентами топлива служат кислород и водород, полученные электролизом воды. Технология такого процесса разработана 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 для применения на борту КА (патенты RU 2215891 от 10.11.2003, МПК: F02K 11/00 (2006.01), RU 2310768 от 20.11.2007, МПК: F02K 11/00 (2006.01), B64G 1/40 (2006.01).The analogues of this proposal include the well-known methods of rocket fuel production in space, when oxygen and hydrogen obtained by electrolysis of water serve as fuel components. The technology of this process has been developed for both the orbital refueling complex (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; "Electrolysis-cryogenic production complex in orbital conditions", www.energoobmen.ru/OZK), and also for use on board the spacecraft (patents RU 2215891 dated 10.11.2003, IPC: F02K 11/00 ( 2006.01), RU 2310768 dated 11/20/2007, IPC: F02K 11/00 (2006.01), B64G 1/40 (2006.01).
Недостатком этих способов является то, что они не адаптированы для пилотируемых КА, и электролизные газы используются исключительно для создания реактивной тяги.The disadvantage of these methods is that they are not adapted for manned spacecraft, and electrolysis gases are used exclusively to create reactive thrust.
В существующих и проектируемых обитаемых орбитальных и напланетных станциях электролизные газы применяются также в системах жизнеобеспечения (СЖО), например, на международной космической станции (МКС) имеется электролизная установка (ЭЛУ) для производства кислорода, однако электролизный водород, так же, как и углекислый газ (УГ), в настоящее время выбрасываются за борт (Гузенберг А.С. и др., Выбор комплекса жизнеобеспечения для экипажей долговременных космических станций, Космическая техника и технологии, №1(8)/2015, с. 67-80).In existing and planned inhabited orbital and extraterrestrial stations, electrolysis gases are also used in life support systems (LSS), for example, the International Space Station (ISS) has an electrolysis unit (ELU) for oxygen production, however electrolysis hydrogen, like carbon dioxide, is also (UG), are currently being thrown overboard (A. Gusenberg et al., The choice of life support complex for the crews of long-term space stations, Space technology and technology, No. 1 (8) / 2015, pp. 67-80).
Более близким к данному изобретению (прототипом) является способ работы, реализованный в импульсной реактивной двигательной установке (патент РФ №2605163 от 20.12.2016, МПК: F02K 99/00 (2009.01), B64G 1/40 (2006.01)) и включающий разложение воды в электролизере, использование кислорода в СЖО, сжатие водорода в компрессоре, его накопление в баллоне и подача водорода без нагрева в струйный ракетный двигатель для создания тяги. Недостатком этого способа является низкая удельная тяга двигателя, поскольку отсутствует повышение температуры газа в двигателе. Кроме того, в прототипе не используется углекислый газ (УГ), который также является отходом жизнедеятельности экипажа на пилотируемом космическом аппарате.Closer to this invention (prototype) is a method of operation implemented in a pulsed jet propulsion system (RF patent No. 2605163 dated 12/20/2016, IPC: F02K 99/00 (2009.01), B64G 1/40 (2006.01)) and including decomposition of water in the electrolyzer, the use of oxygen in the liquid fuel cooling system, the compression of hydrogen in the compressor, its accumulation in the cylinder and the supply of hydrogen without heating to the jet rocket engine to create thrust. The disadvantage of this method is the low specific thrust of the engine, since there is no increase in gas temperature in the engine. In addition, the prototype does not use carbon dioxide (UG), which is also a waste of the crew on a manned spacecraft.
Задача настоящего изобретения - повышение эффективности использования материальных ресурсов за счет исключения непроизводительных потерь газов на борту пилотируемого КА. Выброс любых отработанных газов за борту КА должен осуществляться только через его ДУ.The objective of the present invention is to increase the efficiency of use of material resources by eliminating unproductive gas losses on board a manned spacecraft. Emission of any exhaust gases overboard the spacecraft should be carried out only through its remote control.
Техническим результатом предлагаемого решения является повышение тяговооруженности пилотируемого КА, возможность осуществления более длительных его полетов.The technical result of the proposed solution is to increase the thrust-weight ratio of a manned spacecraft, the possibility of longer flights.
Технический результат достигается тем, что в способе создания реактивной тяги пилотируемого КА, включающем получение на борту космического аппарата водорода и кислорода путем электролиза воды с направлением части электролизного кислорода на дыхание экипажа, хранение водорода и оставшегося кислорода под избыточным давлением, направление в заданный момент этих газов в камеру сгорания ракетного двигателя и поджиг там этих газов, а также выделение углекислого газа из воздуха обитаемых отсеков, выделенный из воздуха углекислый газ собирают, компримируют и хранят на борту космического аппарата, а после воспламенения кислородо-водородной смеси в камере сгорания туда направляют собранный углекислый газ с расходом, не прерывающим процесс горения кислородо-водородной смеси. Кроме того, в двигатель водород и кислород подают в массовом соотношении приблизительно 1:4.The technical result is achieved by the fact that in the method of creating reactive thrust of a manned spacecraft, which includes receiving onboard a spacecraft hydrogen and oxygen by electrolysis of water with the direction of a portion of electrolysis oxygen for crew breathing, storing hydrogen and remaining oxygen under excess pressure, directing these gases at a given moment into the combustion chamber of a rocket engine and ignition of these gases there, as well as the release of carbon dioxide from the air of the living compartments, carbon dioxide collected from the air They are stored, compressed and stored on board the spacecraft, and after ignition of the oxygen-hydrogen mixture in the combustion chamber, the collected carbon dioxide is sent there at a flow rate that does not interrupt the combustion process of the oxygen-hydrogen mixture. In addition, hydrogen and oxygen are supplied to the engine in a weight ratio of about 1: 4.
Суть предложения состоит в том, что бортовая ЭЛУ КА обеспечивает работу не одной его системы (ДУ или СЖО), а сразу их обеих. При этом отбор части кислорода ДУ для СЖО не только не уменьшает, но даже увеличивает общую массу рабочих газов двигателей (для образования УГ к каждой молекуле кислорода добавляется атом углерода). И хотя УГ является балластным газом, суммарная масса выхлопных газов, выбрасываемых из сопла, существенно возрастает, а это позволяет увеличить суммарный импульс и время работы РД. Кроме того, за счет теплоемкости УГ снижаются тепловые нагрузки на камеру сгорания и сопло.The essence of the proposal is that the onboard ELU KA provides the operation of not only one of its systems (remote control or SZO), but both of them at once. At the same time, the selection of a part of the oxygen of the propellant for the liquid fuel cooling system not only does not decrease, but even increases the total mass of the working gases of the engines (a carbon atom is added to each oxygen molecule to form a gas). And although UG is a ballast gas, the total mass of exhaust gases emitted from the nozzle increases significantly, and this allows to increase the total momentum and operating time of the taxiway. In addition, due to the heat capacity of the UG, thermal loads on the combustion chamber and nozzle are reduced.
Реализуется предложенный способ следующим образом. В процессе электролиза воды часть генерируемого кислорода (примерно половина) сразу направляется в СЖО КА. Оставшиеся электролизные газы (кислород и водород) собирают и хранят в баллонах при повышенном давлении для уменьшения объема баллонов. Повышенное давление может создаваться либо электролизером, что более предпочтительно, либо механическими компрессорами. Независимо от работы ЭЛУ, в процессе очистки воздуха, на борту КА собирают УГ, компримируют и хранят также в баллоне. Для выделения и концентрирования УГ может применяться один из известных методов: адсорбционный (как это реализовано на МКС), мембранный, электрохимический, а также метод охлаждения и ожижения (Аврущенко А.Е. и др., Системы электрохимической регенерации воздуха атомных подводных лодок, М., Русская история, 2002 г., с. 117-150). Сжатие УГ может производиться механическим компрессором до давления, близкого к давлению хранения кислорода и водорода.The proposed method is implemented as follows. In the process of electrolysis of water, part of the generated oxygen (about half) is immediately sent to the SCO SC. The remaining electrolysis gases (oxygen and hydrogen) are collected and stored in cylinders at elevated pressure to reduce the volume of the cylinders. Elevated pressure can be generated either by an electrolytic cell, which is more preferable, or by mechanical compressors. Regardless of the operation of the ELU, in the process of air purification, on-board the spacecraft are collected UG, compressed and also stored in a cylinder. One of the well-known methods can be used to isolate and concentrate UG: adsorption (as implemented at the ISS), membrane, electrochemical, and also cooling and liquefaction methods (Avrushchenko A.E. et al., Electrochemical air regeneration systems of nuclear submarines, M ., Russian history, 2002, p. 117-150). UG compression can be performed by a mechanical compressor to a pressure close to the storage pressure of oxygen and hydrogen.
В заданный момент времени электролизные газы - кислород и водород - подают в камеру сгорания РД и поджигают - происходит запуск ДУ. После воспламенения газов в двигатель начинают подавать УГ, при этом расход его не должен превышать предельно допустимый, чтобы не прервать процесс горения кислородно - водородной смеси. Такой способ последовательной подачи компонентов позволяет провести более быстрый и надежный пуск ДУ. В результате ДУ начинает работать на трехкомпонентном топливе (Н2+О2+СО2) с пониженной температурой горения. Горение и воспламенение смеси такого состава изучено («Водород, свойства, получение, хранение, транспортирование, применение», под ред. Гамбурга Д.Ю., М., Химия, 1989 г., с. 268, рис. 6.5б). В частности, для смеси водород-кислород-УГ с массовым соотношением водорода к кислороду 1:4, пределы воспламенения составляют от 20 до 86% объемного содержания водорода. В приведенном ниже примере соотношение объемов водорода, кислорода и УГ составляет 1:4:0,8, т.е. объемная доля водорода равна 69%. Такая смесь, в соответствии с приведенным источником, близка к оптимальной и обеспечивает скорость горения 600 см/с. В процессе нагрева УГ может вступать в обратимые реакции с водородом, но это не меняет теплотворную способность смеси и общую массу компонентов, а может только уменьшить молекулярную массу продуктов реакции, что благотворно скажется на увеличении скорости истечения смеси. Для дальнейших оценок будем считать, что распада УГ и взаимодействия с водородом не происходит.At a given point in time, electrolysis gases - oxygen and hydrogen - are fed into the combustion chamber of the taxiway and set on fire - the remote control starts up. After ignition of the gases, UG begins to be supplied to the engine, while its consumption should not exceed the maximum permissible so as not to interrupt the combustion process of the oxygen - hydrogen mixture. This method of sequential supply of components allows for faster and more reliable remote control start-up. As a result, the remote control starts to work on three-component fuel (Н 2 + О 2 + СО 2 ) with a reduced combustion temperature. Combustion and ignition of a mixture of this composition has been studied (“Hydrogen, properties, preparation, storage, transportation, use”, edited by Hamburg D.Yu., M., Chemistry, 1989, p. 268, Fig. 6.5b). In particular, for a hydrogen-oxygen-UG mixture with a mass ratio of hydrogen to oxygen of 1: 4, the ignition limits are from 20 to 86% of the volumetric content of hydrogen. In the example below, the ratio of the volumes of hydrogen, oxygen and UG is 1: 4: 0.8, i.e. the volume fraction of hydrogen is 69%. Such a mixture, in accordance with the given source, is close to optimal and provides a burning rate of 600 cm / s. In the process of heating, the gas can enter into reversible reactions with hydrogen, but this does not change the calorific value of the mixture and the total mass of the components, but can only reduce the molecular weight of the reaction products, which will have a beneficial effect on increasing the flow rate of the mixture. For further estimates, we assume that the decay of the GC and interaction with hydrogen does not occur.
Подача водорода и кислорода в массовом соотношении, близком к 1:4, позволяет максимально повысить удельную тягу ДУ (Сарнер С., Химия ракетных топлив, М., Мир, 1969, с. 100). Поскольку электролизер производит водород и кислород при стехиометрическом соотношении 1:8, это означает, что половина электролизного кислорода должна идти в ДУ, а вторая половина - в СЖО.The supply of hydrogen and oxygen in a mass ratio close to 1: 4, allows to maximize the specific thrust of the remote control (Sarner S., Chemistry of rocket fuels, M., Mir, 1969, p. 100). Since the electrolyzer produces hydrogen and oxygen at a stoichiometric ratio of 1: 8, this means that half of the electrolysis oxygen should go to the remote control, and the second half - to the SJO.
Оценим характеристики предлагаемого способа на примере годового баланса газов на МКС. В соответствии с имеющимися данными (Гузенберг А.С. и др., Выбор комплекса жизнеобеспечения для экипажей долговременных космических станций, Космическая техника и технологии, №1(8)/2015, с. 72) суточное потребление кислорода одним космонавтом равно 0,86 кг, а в год экипажем из 6 человек составляет 1883 кг, а наработка УГ за это же время - 2102 кг. Примем, что такая же масса кислорода - 1883 кг будет потребляться и для работы ДУ. Тогда для электролизного получения суммарного количества 3766 кг кислорода потребуется 4238 кг воды, при этом водорода будет выделено 471 кг. Общая масса топлива для ДУ складывается из масс водорода, кислорода и УГ и составляет 4457 кг. В связи с дефицитом кислорода в смеси, в ДУ сгорать будет только половина водорода, т.е. 235 кг, при этом истекающий из сопла газ будет включать в себя 235 кг несгоревшего водорода, 2119 кг водяного пара и 2104 кг УГ. Теплоемкость этой смеси равна 9300 кДж/К, что в 1,2 раз выше теплоемкости той же смеси, но без УГ (7830 кДж/К). Во столько же раз снизится нагрев смеси с УГ в камере сгорания ДУ из-за наличия балластного газа. Температура сгорания смеси Н2+О2 в соотношении 1:4 составляет 2977 К (Сарнер С., Химия ракетных топлив, М., Мир, 1969, с. 101). Значит, считая, что начальные температуры газов во всех случаях составляют 300 К, в варианте тройной смеси температура в камере составит 2550 К. При такой температуре теоретическая скорость истечения газов в вакуум составляет: водорода - 8537 м/с, водяного пара - 3154 м/с, УГ - 2043 м/с. Умножив эти величины на массы компонентов и сложив результаты, получаем полный годовой имульс тяги ДУ - 12,98 млн. кгм/с, а удельная тяга ДУ, равная отношению полного импульса к полной массе компонентов составляет 2914 м/с.We evaluate the characteristics of the proposed method on the example of the annual gas balance on the ISS. In accordance with the available data (Gusenberg A.S. et al., The choice of life support complex for the crews of long-term space stations, Space technology and technology, No. 1 (8) / 2015, p. 72), the daily oxygen consumption by one astronaut is 0.86 kg, and a year a crew of 6 people is 1883 kg, and the operating time of the UG for the same time is 2102 kg. We assume that the same mass of oxygen - 1883 kg will be consumed for the operation of the remote control. Then, for the electrolysis production of a total amount of 3766 kg of oxygen, 4238 kg of water will be required, with 471 kg of hydrogen being released. The total mass of fuel for the remote control consists of the masses of hydrogen, oxygen and UG and is 4457 kg. Due to the deficiency of oxygen in the mixture, only half of the hydrogen in the control unit will be burned, i.e. 235 kg, while the gas flowing out of the nozzle will include 235 kg of unburned hydrogen, 2119 kg of water vapor and 2104 kg of gas. The heat capacity of this mixture is 9300 kJ / K, which is 1.2 times higher than the heat capacity of the same mixture, but without UG (7830 kJ / K). The heating of the mixture with HC in the combustion chamber of the remote control will decrease by the same amount due to the presence of ballast gas. The combustion temperature of the H 2 + O 2 mixture in a 1: 4 ratio is 2977 K (Sarner S., Chemistry of rocket fuels, M., Mir, 1969, p. 101). Therefore, assuming that the initial gas temperatures in all cases are 300 K, in the triple-mixture variant, the temperature in the chamber will be 2550 K. At this temperature, the theoretical velocity of the outflow of gases into vacuum is: hydrogen - 8537 m / s, water vapor - 3154 m / s, UG - 2043 m / s. Multiplying these values by the masses of the components and adding up the results, we obtain the total annual impulse of thrust ДУ - 12.98 million kgm / s, and the specific thrust ДУ equal to the ratio of the total impulse to the total mass of components is 2914 m / s.
В настоящее время (2017 год) для поддержания высоты орбиты МКС ежегодно расходуется около 9 тонн доставляемого топлива (гептил-амил) с удельной тягой 3100 м/с, что дает полный импульс тяги 27,9 млн. кгм/с. Из этого полного импульса 12,98 млн. кгм/с может быть обеспечена предложенным способом, значит, экономия доставляемого топлива составит 12,98⋅106/3100=4187 кг. Таким образом, несмотря на то, что в рассмотренном примере предложенный способ потребует доставки на МКС дополнительно около 2 тонн воды для работы ДУ, он позволяет экономить около 4 тонн в год доставляемого на орбиту топлива. Суммарная экономия доставляемого на МКС груза составляет 2 тонны, что при цене доставки 12 тыс. долларов за килограмм означает годовую экономию 24 млн. долларов.At present (2017), about 9 tons of delivered fuel (heptyl-amyl) with a specific thrust of 3100 m / s are consumed annually to maintain the ISS orbit, which gives a total thrust impulse of 27.9 million kgm / s. This total momentum 12.98 Mill. Kgm / s can be achieved by the proposed method, therefore, fuel economy will be delivered 12,98⋅10 6/3100 = 4187 kg. Thus, despite the fact that in the considered example, the proposed method will require delivery of about 2 tons of additional water to the ISS for the remote control operation, it allows saving about 4 tons of fuel delivered to the orbit per year. The total saving of cargo delivered to the ISS is 2 tons, which at a delivery price of 12 thousand dollars per kilogram means an annual savings of 24 million dollars.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017135726A RU2673920C1 (en) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Method for creating a reactive thrust of a manned spacecraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017135726A RU2673920C1 (en) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Method for creating a reactive thrust of a manned spacecraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2673920C1 true RU2673920C1 (en) | 2018-12-03 |
Family
ID=64603751
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017135726A RU2673920C1 (en) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Method for creating a reactive thrust of a manned spacecraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2673920C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112501632A (en) * | 2020-11-26 | 2021-03-16 | 北京星途探索科技有限公司 | Research of rail-controlled engine system based on solar water electrolysis |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3982878A (en) * | 1975-10-09 | 1976-09-28 | Nissan Motor Co., Ltd. | Burning rate control in hydrogen fuel combustor |
| US5279484A (en) * | 1992-03-11 | 1994-01-18 | Loral Aerospace Corporation | Manned space vehicle with low-level hydrogen-oxygen-carbon dioxide propulsion unit |
| RU2215891C2 (en) * | 2001-02-13 | 2003-11-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Impulse solar rocket engine installation |
| RU2605163C2 (en) * | 2015-05-05 | 2016-12-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Pulse jet propulsion plant of spacecraft |
-
2017
- 2017-10-05 RU RU2017135726A patent/RU2673920C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3982878A (en) * | 1975-10-09 | 1976-09-28 | Nissan Motor Co., Ltd. | Burning rate control in hydrogen fuel combustor |
| US5279484A (en) * | 1992-03-11 | 1994-01-18 | Loral Aerospace Corporation | Manned space vehicle with low-level hydrogen-oxygen-carbon dioxide propulsion unit |
| RU2215891C2 (en) * | 2001-02-13 | 2003-11-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Impulse solar rocket engine installation |
| RU2605163C2 (en) * | 2015-05-05 | 2016-12-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Pulse jet propulsion plant of spacecraft |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112501632A (en) * | 2020-11-26 | 2021-03-16 | 北京星途探索科技有限公司 | Research of rail-controlled engine system based on solar water electrolysis |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11181076B2 (en) | Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer | |
| Cecere et al. | A review on hydrogen industrial aerospace applications | |
| Shafirovich et al. | Metal-CO2 propulsion for mars missions: current status and opportunities | |
| JP6567507B2 (en) | Dual mode chemical rocket engine and dual mode propulsion system with dual mode chemical rocket engine | |
| JPH068893A (en) | Manned spaceship and its control | |
| JP2009041418A (en) | Air-breathing engine for space transport and method of improving its accelerating performance | |
| Boiron et al. | Hybrid rocket propulsion and in-situ propellant production for future mars missions | |
| EP2602465B1 (en) | Methods and systems for propelling an externally feeded vehicle | |
| Cong et al. | Propulsive performance of hypergolic H202/kerosene bipropellant | |
| Hurlbert et al. | Nontoxic orbital maneuvering and reaction control systems for reusable spacecraft | |
| RU2673920C1 (en) | Method for creating a reactive thrust of a manned spacecraft | |
| US3690100A (en) | Method of operating a reaction propulsion engine and fuels therefor | |
| Boiron et al. | Hybrid rocket motor upscaling and development test campaign at Nammo Raufoss | |
| RU2215891C2 (en) | Impulse solar rocket engine installation | |
| US2877966A (en) | Common oxygen supply for engine and cabin of high altitude aircraft | |
| Natan et al. | Advances in gel propulsion | |
| US20210115879A1 (en) | Space propulsion system | |
| US3203173A (en) | Fissionable fuel power plant | |
| Colozza | Comparison of Mars aircraft propulsion systems | |
| Hunt et al. | Hypersonic airbreathing vehicle visions and enhancing technologies | |
| Shafirovich | Conceptual design of a space power system based on combustion of metals | |
| Torre et al. | PulCheR–Pulsed Chemical Rocket with Green High Performance Propellants: First Year Project Overview | |
| Hills | HAP/OTTO fuel application to torpedo engines | |
| RU2673215C1 (en) | Method of operation of a manned orbital station | |
| BRENNAN et al. | Space Station benefits from ECLS-Propulsion system synergism |