RU2299160C2 - Method for delivery of raw material to orbit, rocket power plant, rocket on its base, method for injection of space vehicles into geostationary orbit, transportation system for its realization and transportation-fueling system - Google Patents
Method for delivery of raw material to orbit, rocket power plant, rocket on its base, method for injection of space vehicles into geostationary orbit, transportation system for its realization and transportation-fueling system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2299160C2 RU2299160C2 RU2003104290/11A RU2003104290A RU2299160C2 RU 2299160 C2 RU2299160 C2 RU 2299160C2 RU 2003104290/11 A RU2003104290/11 A RU 2003104290/11A RU 2003104290 A RU2003104290 A RU 2003104290A RU 2299160 C2 RU2299160 C2 RU 2299160C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rocket
- fuel
- orbital
- orbit
- refueling
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), ракетным двигательным установкам (РДУ) на их основе, ракетам, системам выведения космических аппаратов (КА) на геостационарную орбиту (ГСО) и космическим транспортно-заправочным системам.The invention relates to rocket and space technology, namely to liquid-propellant rocket engines (LRE), rocket propulsion systems (RDUs) based on them, rockets, spacecraft (SC) launch systems in geostationary orbit (GSO) and space transportation and refueling systems.
Известен способ получения воды и некоторых других сырьевых продуктов на борту космического аппарата, заключающийся в получении их путем взаимодействия исходных химических компонентов в топливных элементах с последующим охлаждением продуктов взаимодействия ([1] - топливный элемент, стр.399). Но топливные элементы имеют большие удельные габариты и массу по сравнению с ЖРД. Удельная энергоемкость наиболее совершенных электрохимических установок на основе топливных элементов достигает 1.5-3.0 МДж/(кг массы установки) при времени работы от нескольких суток, в то время как удельная мощность ЖРД обычно лежит в пределах 1.5-2.5 МВт/(кг массы ЖРД). Поэтому применяемые на космических аппаратах топливные элементы маломощны и не используются в целях доставки сырьевого продукта на орбиту. Масса сырьевого продукта, получающегося во время выведения попутно при выработке электроэнергии, может составить не более чем доли процента от массы полезного груза.There is a method of producing water and some other raw materials on board a spacecraft, which consists in obtaining them by reacting the initial chemical components in the fuel cells, followed by cooling the reaction products ([1] - fuel cell, p. 399). But fuel cells have large specific dimensions and mass compared to LRE. The specific energy consumption of the most advanced electrochemical plants based on fuel cells reaches 1.5-3.0 MJ / (kg of plant weight) with an operating time of several days, while the specific power of the liquid propellant rocket engine usually lies in the range of 1.5-2.5 MW / (kg mass of the liquid propellant rocket engine). Therefore, the fuel cells used on spacecraft are low-power and are not used to deliver the raw material into orbit. The mass of the raw material product obtained during the removal along the way during the generation of electricity can be no more than a fraction of a percent of the mass of the payload.
Известен способ доставки на орбиту сырьевых продуктов, например воды, заключающийся в использовании ракет-носителей, оснащенных ЖРД, для выведения на орбиту грузового корабля, имеющего емкости, заполненные водой ([1] - "Прогресс", стр.304).There is a method of delivering raw materials, such as water, into orbit, which consists of using launch vehicles equipped with liquid propellant rocket engines to launch an orbit of a cargo ship having tanks filled with water ([1] - "Progress", p. 304).
При таком способе эффективность доставки воды по сравнению с грузами общего назначения может отличаться только за счет конструктивных особенностей грузового отсека. В общем случае эти особенности относятся к приспособлениям для крепления и хранения груза, а также к использованию обтекателей различных размеров, обусловленных габаритами груза, и не дают существенного отличия в эффективности выведения.With this method, the efficiency of water delivery in comparison with general cargo can differ only due to the design features of the cargo compartment. In the general case, these features relate to devices for securing and storing cargo, as well as to the use of fairings of various sizes, due to the dimensions of the cargo, and do not give a significant difference in the efficiency of removal.
Указанный способ является наиболее близким к предлагаемому и выбран в качестве прототипа.The specified method is the closest to the proposed and selected as a prototype.
Известны ракетные двигатели, в которых рабочее тело получает энергию от внешнего источника, например гелиотермический ракетный двигатель (РД), в котором рабочее тело пропускается через лучистый теплообменник, нагреваемый концентрированными солнечными лучами. Образующийся высокотемпературный газ подается в камеру двигателя и истекает из реактивного сопла, создавая тягу ([1] - солнечный ракетный двигатель, стр.366). Двигатели такого типа обладают существенным недостатком - большими габаритами и большой массой приемника-преобразователя энергии, отнесенной к единице создаваемой тяги. По этой причине РД с внешним источником энергии не могут быть использованы в качестве маршевых РД.Rocket engines are known in which the working fluid receives energy from an external source, for example, a heliothermal rocket engine (RD), in which the working fluid is passed through a radiant heat exchanger heated by concentrated sunlight. The resulting high-temperature gas is fed into the engine chamber and flows out of the jet nozzle, creating thrust ([1] - solar rocket engine, p. 366). Engines of this type have a significant drawback - large dimensions and a large mass of the receiver-converter of energy, referred to the unit of generated thrust. For this reason, taxiways with an external energy source cannot be used as marching taxiways.
Известны также химические ЖРД, в которых рабочее тело образуется в камере сгорания (КС) двигателя в результате химических реакций с участием одного, двух или трех компонентов топлива (КТ), сопровождающихся выделением энергии ([1] - жидкостный ракетный двигатель, стр.112). Наиболее эффективны ЖРД замкнутой схемы с насосной подачей компонентов топлива. Для каждого компонента топлива в ЖРД имеется насос высокого давления, приводимый в действие турбиной. Компоненты топлива отбираются из топливных баков (ТВ) насосами через магистрали низкого давления и подаются в тракты высокого давления соответствующего компонента, где давление напора выше статического давления в КС, проходя по которым попадают в КС. Часть компонентов используется для создания рабочего тела турбины, которое после прохождения через последнюю дожигается в КС.Chemical rocket engines are also known in which the working fluid is formed in the combustion chamber (CS) of the engine as a result of chemical reactions involving one, two or three fuel components (CT), accompanied by the release of energy ([1] - liquid rocket engine, p. 112) . The most effective liquid-propellant rocket engine with pumped supply of fuel components. For each fuel component in the LRE there is a high pressure pump driven by a turbine. Fuel components are selected from the fuel tanks (TV) by pumps through low-pressure lines and fed into the high-pressure paths of the corresponding component, where the pressure is higher than the static pressure in the compressor station, passing through which it enters the compressor station. Some of the components are used to create the working fluid of the turbine, which, after passing through the latter, is burned to the CS.
Один или несколько таких ЖРД вместе с обеспечивающими их работу системами, включающими топливные баки и другие пневмогидравлически связанные емкости, образуют РДУ ([1] - ракетная двигательная установка, стр.322).One or more of these rocket engines, together with the systems providing their operation, including fuel tanks and other pneumohydraulically connected containers, form an RDU ([1] - rocket propulsion system, page 322).
Такая РДУ является наиболее близкой к предлагаемой и выбрана в качестве прототипа.This RDU is the closest to the proposed and selected as a prototype.
Недостатком прототипа являются его недостаточно высокие удельные энергетические характеристики. Если в РДУ использовать современные ЖРД на наиболее эффективном кислородно-водородном топливе, то ее характеристики смогут обеспечить выведение РН простейшей одноступенчатой конструктивной схемы только при высоком совершенстве конструкции, при этом доля массы полезного груза будет невелика. Технические и физико-химические возможности повышения эффективности ЖРД в настоящее время практически исчерпаны. Важнейшей характеристикой двигателя является скорость истечения рабочего тела из сопла, но у ЖРД она ограничена теплотой химической реакции КТ.The disadvantage of the prototype is its not high enough specific energy characteristics. If the RDUs use modern liquid propellant rocket engines on the most efficient oxygen-hydrogen fuel, then its characteristics can ensure the launch of the simplest single-stage design scheme only with high design perfection, while the fraction of the mass of the payload will be small. Technical and physico-chemical possibilities of increasing the efficiency of liquid propellant rocket engines are now practically exhausted. The most important characteristic of the engine is the speed of the expiration of the working fluid from the nozzle, but for LRE it is limited by the heat of the chemical reaction of the CT.
Известны ракеты-носители (РН), представляющие собой ракетные блоки с РДУ на основе ЖРД замкнутой схемы, в том числе РН с трехкомпонентным ЖРД, например, Многоцелевая Авиационно-Космическая Система (МАКС) [2], которая может использоваться для доставки на орбитальную станцию как расходуемых компонентов - топлива и веществ, необходимых для жизнедеятельности экипажа, так и сырьевых продуктов для производства этих компонентов на орбитальной станции. РН содержит орбитальную ступень с РДУ, состоящую из одного или двух трехкомпонентных двигателей, бак окислителя (жидкий кислород), бак основного горючего (жидкий водород) и бак с третьим компонентом (керосин). Третий компонент увеличивает плотность топлива и позволяет добиться увеличения массы выводимого груза за счет снижения массы конструкции. Полет РН проходит в два этапа. На первом РДУ работает в трехкомпонентном режиме, при котором расходуется топливо из всех баков и развивается максимальная тяга. Когда заканчивается керосин, начинается второй этап полета, в котором РДУ работает на двух компонентах, при этом тяга уменьшается, а удельный импульс возрастает.Carrier rockets (LV) are known, which are missile blocks with RDDs based on a closed-circuit liquid-propellant rocket engine, including launchers with a three-component rocket engine, for example, the Multipurpose Aerospace System (MAKS) [2], which can be used for delivery to an orbital station both consumable components - fuel and substances necessary for the life of the crew, and raw materials for the production of these components at the orbital station. The launch vehicle contains an orbital stage with an RDU consisting of one or two three-component engines, an oxidizer tank (liquid oxygen), a main fuel tank (liquid hydrogen), and a tank with a third component (kerosene). The third component increases the density of the fuel and allows you to achieve an increase in the mass of the output cargo by reducing the mass of the structure. The flight of the LV takes place in two stages. At the first RDU, it operates in a three-component mode, in which fuel is consumed from all tanks and maximum thrust is developed. When kerosene ends, the second phase of the flight begins, in which the RDU operates on two components, while the thrust decreases, and the specific impulse increases.
Представленная РН является наиболее близкой к предлагаемой ракете и выбрана в качестве прототипа.Presented pH is the closest to the proposed rocket and is selected as a prototype.
Представленный прототип обладает двумя основными недостатками. Первый - его эффективность, как РН общего назначения, не зависит от типа полезного груза. Второй - оснащение ракеты более совершенным ЖРД повышает ее эффективность только в той мере, которая обусловлена улучшением параметров двигателя.The presented prototype has two main disadvantages. The first - its effectiveness, as a general-purpose launch vehicle, does not depend on the type of payload. The second - equipping a rocket with a more advanced rocket engine increases its effectiveness only to the extent that is due to improved engine parameters.
Известен способ выведения КА на ГСО с использованием низкоорбитальной топливной станции для заправки разгонного блока (РБ) компонентами топлива ([3] - § 8,3, многоразовый вариант РБ встречается под наименованиями "межорбитальный грузовой корабль" или "межорбитальный буксир"). При этом на топливную станцию могут доставляться готовые компоненты топлива или вода, которая является сырьем для производства компонентов топлива [4]. Способ заключается в доставке КА вместе с разгонным блоком на орбитальную топливную станцию, дозаправке РБ компонентами топлива и дальнейшем перелете на ГСО.There is a method of launching spacecraft at GSO using a low-orbit fuel station for refueling the upper stage (RB) with fuel components ([3] - § 8.3, a reusable version of the RB is referred to as an “inter-orbit cargo ship” or “inter-orbital tug”). In this case, finished fuel components or water, which is the raw material for the production of fuel components, can be delivered to the fuel station [4]. The method consists in delivering the spacecraft together with the booster block to the orbital fuel station, refueling the RB with fuel components and further flight to the GSO.
Представленный способ выведения является наиболее близким к предлагаемому способу выведения и выбран в качестве прототипа.The presented method of excretion is the closest to the proposed method of excretion and is selected as a prototype.
Известна система выведения КА на высокоэнергетические орбиты, в т.ч. на ГСО, включающая орбитальный заправочный комплекс (ОЗК), орбитальный грузовой аппарат, предназначенный для снабжения ОЗК, а также РН одного или нескольких типов, предназначенные для выведения геостационарных КА вместе с незаправленными разгонными блоками и орбитального грузового аппарата на низкую орбиту, обеспечивающую их перелет к ОЗК ([3] - § 6,2). При этом компоненты топлива могут вырабатываться на ОЗК из сырьевого продукта [4], доставляемого орбитальным грузовым аппаратом.A known system for launching spacecraft into high-energy orbits, including at the GSO, including the orbital refueling complex (OZK), the orbital cargo vehicle, designed to supply the OZK, as well as one or more types of LV, designed to bring geostationary spacecraft together with unmanned booster units and the orbital cargo vehicle to a low orbit, ensuring their flight to OZK ([3] - § 6.2). In this case, fuel components can be produced at the OZK from a raw material product [4], delivered by an orbital cargo vehicle.
Представленная система выведения является наиболее близкой к предлагаемой и выбрана в качестве прототипа.The presented excretion system is the closest to the proposed and selected as a prototype.
Представленные способ выведения и система выведения КА на ГСО обладают одним существенным недостатком. Большинство космодромов расположено на ненулевой широте и, следовательно, обеспечивают выведение КА на низкие круговые орбиты с ненулевым наклонением. Перелет на ГСО с низких круговых орбит различных наклонений требует разной характеристической скорости, так как определенная ее часть нужна для разворота плоскости орбиты. Сравнительная эффективность перелета на ГСО с орбит различных наклонений однозначно зависит от разности требующихся характеристических скоростей. В связи с этим наиболее эффективным является размещение ОЗК на орбите с нулевым наклонением. Но из-за удаленности от экватора производственной базы и специфических географических условий экваториальной зоны навигационное сопровождение, снабжение и смена экипажа ОЗК потребуют значительных затрат на создание инфраструктуры и дополнительных расходов.The presented method of elimination and the system of SC launch on GSO have one significant drawback. Most cosmodromes are located at non-zero latitude and, therefore, provide spacecraft launch to low circular orbits with non-zero inclination. The flight to the GSO from low circular orbits of different inclinations requires different characteristic speeds, since a certain part of it is needed to turn the orbit plane. The comparative efficiency of the flight to the GSO from the orbits of various inclinations clearly depends on the difference in the required characteristic speeds. In this regard, the most effective is the placement of the OZK in an orbit with zero inclination. But due to the remoteness from the equator of the production base and the specific geographical conditions of the equatorial zone, navigation support, supply and change of the crew of the OZK will require significant costs for the creation of infrastructure and additional costs.
Кроме того, из-за того, что для полета к ОЗК требуется оснащение КА дополнительными системами, а также требуются дополнительные затраты топлива на маневры при сближении с ОЗК, перелет на ГСО с дозаправкой на ОЗК при использовании таких РН не имеет преимуществ в эффективности перед прямым выведением (без использования ОЗК).In addition, due to the fact that for the flight to the OZK it is necessary to equip the spacecraft with additional systems, as well as additional fuel costs for maneuvers when approaching the OZK, the flight to the GSO with refueling to the OZK when using such LVs has no efficiency advantages over direct excretion (without using OZK).
Целью настоящего изобретения является уменьшение стоимости снабжения орбитальных станций и стоимости выведения КА на ГСО, а также на другие траектории, уменьшение зависимости стоимости выведения КА на ГСО от широты размещения космодрома.The aim of the present invention is to reduce the cost of supplying the orbital stations and the cost of launching the spacecraft at the GSO, as well as other trajectories, reducing the dependence of the cost of launching the spacecraft at the GSO on the latitude of the spaceport.
Поставленная задача решается тем, сырьевой продукт получают на борту ракеты во время выведения на орбиту из части компонентов топлива путем химического взаимодействия между ними и последующим охлаждением продуктов химического взаимодействия компонентами топлива, направляемыми в камеру сгорания РДУ.The problem is solved by the fact that the raw material is obtained on board the rocket during the launch into orbit from part of the fuel components by chemical interaction between them and the subsequent cooling of the chemical interaction products by the fuel components sent to the RDU combustion chamber.
Поставленная задача решается тем, что в ЖРД РДУ устанавливаются один или несколько теплообменных агрегатов, в каждом из которых происходит нагрев компонента топлива продуктами химического взаимодействия части компонентов топлива с охлаждением и приведением в жидкое состояние последних нагреваемым компонентом топлива, а приведенные в жидкое состояние продукты сгорания собираются в отдельной емкости с целью дальнейшего использования. При этом компоненты топлива выбираются таким образом, чтобы ожиженные продукты их взаимодействия являлись сырьевым продуктом, т.е. могли использоваться для нужд орбитальной станции и были пригодны к переработке в компоненты топлива с помощью несложных технологий.The problem is solved in that one or more heat-exchange units are installed in the liquid-propellant liquid propellant rocket engine, in each of which the fuel component is heated by the products of chemical interaction of a part of the fuel components with cooling and the latter is brought into a liquid state by the heated fuel component, and the combustion products collected in a liquid state in a separate container for future use. In this case, the fuel components are selected so that the liquefied products of their interaction are a raw material, i.e. could be used for the needs of the orbital station and were suitable for processing into fuel components using simple technologies.
Поставленная задача решается также тем, что создается специализированная ракета для снабжения орбитальных космических аппаратов сырьевым продуктом, при этом на ней устанавливается РДУ на основе ЖРД с одним или несколькими теплообменными агрегатами, производящими на конечном участке полета жидкий сырьевой продукт, который сливается в один из опорожненных топливных баков.The problem is also solved by creating a specialized rocket for supplying orbiting spacecraft with a raw material product, and on it an RDU is installed on the basis of a liquid-propellant rocket engine with one or more heat-exchanging units that produce a liquid raw material in the final section of the flight, which merges into one of the empty fuel tanks.
Поставленная задача решается также тем, что КА вместе с разгонным блоком доставляется на ОЗК, разгонный блок заправляется компонентами топлива, вырабатываемыми на ОЗК из сырьевого продукта, доставляемого специализированной ракетой-танкером, и совершает дальнейший перелет на ГСО, при этом сырьевой продукт получают на борту ракеты-танкера во время выведения на орбиту из части компонентов топлива путем химического взаимодействия между ними с последующим охлаждением продуктов химического взаимодействия компонентами топлива, направляемыми в камеру сгорания РДУ, и приведением их в состояние, удобное для транспортировки.The task is also solved by the fact that the spacecraft along with the booster block is delivered to the OZK, the booster block is filled with fuel components produced at the OZK from the raw material delivered by a specialized missile tanker, and makes a further flight to the GSO, while the raw material is received on board the rocket -tanker during launching into orbit from part of the fuel components by chemical interaction between them with subsequent cooling of the products of chemical interaction by the fuel components, we direct E RDO into the combustion chamber, and bringing them into a state convenient for transportation.
Поставленная задача решается также тем, что для выведения КА на ГСО используется РН, последняя ступень которой доставляется вместе с КА на ОЭК, дозаправляется компонентами топлива, получаемыми на борту ОЗК из сырьевого продукта, доставляемого ракетой-танкером, после чего совершает дальнейший перелет на ГСО.The task is also solved by the fact that for launching the spacecraft at the GSO, the LV is used, the last stage of which is delivered together with the spacecraft to the OEC, is refueled by the fuel components received on board the OZK from the raw material delivered by the tanker missile, and then makes a further flight to the GSO.
Поставленная задача решается также тем, что двигательные установки системы ориентации и коррекции орбиты (далее - корректирующие двигательные установки) ракет-танкеров используют при возвращении на Землю совместимые компоненты топлива, полученные на ОЗК из сырьевого продукта, доставляемого этими ракетами-танкерами.The stated problem is also solved by the fact that the propulsion systems of the orbital orientation and correction system (hereinafter referred to as the corrective propulsion systems) of tanker missiles use compatible fuel components returned to the OZK from the raw material delivered by these tanker missiles when they return to Earth.
Данное изобретение применимо к РД, использующим жидкие или газообразные КТ, и предлагает получать сырьевой продукт в ДУ ракеты во время полета из продуктов взаимодействия химических компонентов, запасенных на борту ракеты. Продукты взаимодействия охлаждаются компонентами топлива и декомпрессируются до температуры и давления, соответствующих условиям хранения сырьевого продукта в жидком состоянии, а нагретые компоненты топлива направляются в камеру сгорания. Наиболее простая и рациональная конструкция ракеты реализуется при использовании в качестве химических компонентов компонентов топлива ДУ из ее топливных баков, а наиболее эффективные и обладающее приемлемыми свойствами компоненты топлива - жидкий кислород и жидкий водород (ЖВ). Это связано с большим хладоресурсом ЖВ, удобными физико-химическими свойствами продукта взаимодействия - воды и с высокой теплотворностью реакции между компонентами:This invention is applicable to taxiways using liquid or gaseous CTs and proposes to obtain a raw material product in the rocket propulsion system during a flight from the interaction products of chemical components stored on board the rocket. The interaction products are cooled by the fuel components and decompressed to a temperature and pressure corresponding to the storage conditions of the raw product in a liquid state, and the heated fuel components are sent to the combustion chamber. The simplest and most rational design of the rocket is realized when using remote control fuel components from its fuel tanks as chemical components, and the most effective and acceptable fuel components are liquid oxygen and liquid hydrogen (LH). This is due to the large coolant of liquid substances, the convenient physicochemical properties of the interaction product — water, and the high calorific value of the reaction between the components:
2Н2Ж+О2Ж=2Н2О+14 МДж/кг2Н 2Ж + О 2Ж = 2Н 2 О + 14 MJ / kg
Существо заявляемого технического решения поясняется следующим графическим материалом:The essence of the proposed technical solution is illustrated by the following graphic material:
на фиг.1 приведена схема тракта горючего ракетной двигательной установки;figure 1 shows a diagram of the path of a fuel rocket propulsion system;
на фиг.2 приведена схема одноразовой ракеты, использующей предлагаемую РДУ;figure 2 shows a diagram of a disposable rocket using the proposed RDU;
на фиг.3 приведена схема ракеты, использующей предлагаемую РДУ и состоящей из одноразового внешнего топливного бака и многоразового блока.figure 3 shows a diagram of a rocket using the proposed RDU and consisting of a disposable external fuel tank and a reusable unit.
Схема системы подачи горючего РД предлагаемой РДУ (фиг.1) состоит из трубопровода горючего низкого давления 1, насоса горючего 2, магистрали высокого давления 3, имеющей ответвление 4, камеры сгорания 5, имеющей рубашку охлаждения 6, подводящей магистрали горючего 7, соединяющий рубашку охлаждения КС с химическим реактором - газогенератором 8, имеющим выходной патрубок 9, который соединяет его с теплообменником-конденсатором 10, состоящим из контура теплоносителя 11, контура нагреваемого тела 12 и сборника-накопителя конденсата 13. Теплообменник-конденсатор 10 ориентирован по вектору тяги так, что сборник-накопитель конденсата 13 расположен у него внизу. На выходе из сборника-накопителя конденсата 13 установлен технологический узел 14, состоящий из переключателя магистралей и сепаратора газовой и жидкой фазы. Вход контура нагреваемого тела 12 соединен с магистралью высокого давления 3. Газопровод высокого давления 15 соединяет выход контура 12 со входом турбины 16, расположенной на общем валу с насосом 2 и образующей с ним турбонасосный агрегат. Газопровод 17 соединяет выход турбины 16 с камерой сгорания 5. Магистраль высокого давления 3, нагреваемый контур 12 теплообменника, газопровод высокого давления 15 и газопровод 17 составляют тракт высокого давления горючего. Имеется магистраль окислителя высокого давления 18, соединяющаяся с камерой сгорания 5 и имеющая ответвление в газогенератор 8 - подводящую магистраль окислителя 19. К технологическому узлу 14 подсоединены два трубопровода. Один из них - обратный трубопровод 20 - соединяет его с газопроводом 17, при этом в месте соединения установлен смеситель 21, а на самом трубопроводе - обратный клапан 22. Второй - отводящий трубопровод 23 выходит из двигателя и имеет управляемый понижающий клапан 24. В РДУ предусмотрен бак-накопитель 25, с которым соединен отводящий трубопровод 23.The scheme of the fuel supply system of the RD of the proposed RDU (Fig. 1) consists of a low pressure fuel pipe 1, a fuel pump 2, a high pressure pipe 3 having a branch 4, a combustion chamber 5, a cooling jacket 6, a fuel supply pipe 7 connecting the cooling jacket КС with a chemical reactor - gas generator 8, having an outlet pipe 9, which connects it to a heat exchanger-condenser 10, consisting of a coolant circuit 11, a circuit of a heated body 12 and a condensate storage tank 13. Heat exchanger-k the absorber 10 is oriented along the thrust vector so that the condensate collector-storage 13 is located below it. At the outlet of the condensate storage tank 13, a technological unit 14 is installed, consisting of a line switch and a gas and liquid phase separator. The input of the circuit of the heated body 12 is connected to the high-pressure line 3. A high-pressure gas pipe 15 connects the output of the circuit 12 to the input of the turbine 16 located on a common shaft with the pump 2 and forming a turbopump assembly with it. A gas pipeline 17 connects the output of the turbine 16 to the combustion chamber 5. The high-pressure pipe 3, the heated heat exchanger circuit 12, the high-pressure gas pipe 15 and the gas pipe 17 constitute a fuel high-pressure path. There is a highway of oxidizer of high pressure 18, connected to the combustion chamber 5 and having a branch in the gas generator 8 - the supply line of oxidizer 19. Two pipelines are connected to the technological unit 14. One of them - the return pipe 20 - connects it to the gas pipeline 17, while a mixer 21 is installed at the junction, and a non-return valve 22 is installed on the pipeline itself. The second, the discharge pipe 23 exits the engine and has a controlled reduction valve 24. storage tank 25, to which a discharge pipe 23 is connected.
Ракета (фиг.2, 3) имеет в своем составе:The rocket (figure 2, 3) includes:
26 - бак жидкого водорода, 27 - бак окислителя, 28 - бак двойного использования, 29 - топливная магистраль жидкого водорода, 30 - топливная магистраль окислителя, 31 - топливная магистраль третьего компонента, 32 - трехкомпонентный ЖРД, 33 - отсечной клапан магистрали третьего компонента, 34 - дренажный трубопровод третьего компонента, 35 - дренажный клапан третьего компонента, 36 - внедвигательная часть отводящего трубопровода, на котором установлен пусковой клапан 37.26 - liquid hydrogen tank, 27 - oxidizer tank, 28 - dual-use tank, 29 - liquid hydrogen fuel line, 30 - oxidizer fuel line, 31 - fuel line of the third component, 32 - three-component rocket engine, 33 - shut-off valve of the line of the third component, 34 - drainage pipe of the third component, 35 - drainage valve of the third component, 36 - extrusion part of the discharge pipe, on which the
Ракета, имеющая многоразовый блок, включающий бак двойного использования, и одноразовые баки основного горючего и окислителя (фиг.3) имеет также в своем составе: 38 - разъемный узел магистрали жидкого водорода, 39 - разъемный узел магистрали окислителя, 40 - защитный корпус многоразового аппарата, 41 - разрывные силовые связи.A rocket having a reusable unit including a dual-use tank and disposable main fuel and oxidizer tanks (Fig. 3) also includes: 38 - a detachable unit of the liquid hydrogen line, 39 - a detachable unit of the oxidizer line, 40 - a protective housing of the reusable device , 41 - discontinuous force bonds.
До запуска РДУ сырьевой продукт на ракете отсутствует. Во время полета часть компонентов топлива подвергают химическому взаимодействию, а продукты химического взаимодействия охлаждают компонентами топлива, направляемыми в камеру сгорания РДУ. Далее охлажденные продукты химического взаимодействия проходят дросселирование, после чего образуют готовый жидкий сырьевой продукт, который собирается в одном из баков РДУ. К моменту окончания активного участка выведения процесс накопления сырьевого продукта полностью завершается.Before the launch of the RDU, there is no raw product on the rocket. During the flight, part of the fuel components is subjected to chemical interaction, and the products of chemical interaction are cooled by the fuel components sent to the RDU combustion chamber. Further, the cooled chemical interaction products are throttled, after which they form a finished liquid raw product, which is collected in one of the RDU tanks. By the end of the active elimination section, the process of accumulation of the raw product is completely completed.
В РДУ ракеты (фиг.1) горючее по трубопроводу 1 подается в насос 2, после которого поступает в магистраль высокого давления 3. Часть горючего по одному из ответвлений 4 магистрали 3 подается в рубашку охлаждения 5 сопла и камеры сгорания 6, после прохождения которой поступает по подводящей магистрали горючего 7 в химический реактор-газогенератор 8, где взаимодействует с окислителем, поступающим по подводящей магистрали окислителя 19, образуя с ним продукты сгорания. Последние через патрубок 9 подаются в контур теплоносителя 11 теплообменника-конденсатора 10, где охлаждаются и конденсируются. Температура охлаждения соответствует жидкому состоянию продуктов реактора при давлении хранения в баке-накопителе (менее 1 МПа). В этом же контуре под действием ускорения, создаваемого тягой работающего двигателя, происходит сепарация жидкой и газовой фазы продуктов сгорания. Конденсат, опускаясь вниз, попадает в сборник-накопитель конденсата 13.In the RDU of the rocket (Fig. 1), fuel through a pipeline 1 is supplied to a pump 2, after which it enters the high-pressure line 3. Part of the fuel through one of the branches 4 of the line 3 is fed into the cooling jacket 5 of the nozzle and combustion chamber 6, after which it passes through the supply line of fuel 7 to the chemical reactor-gas generator 8, where it interacts with the oxidizer entering the supply line of the oxidizer 19, forming combustion products with it. The latter through the pipe 9 are fed into the coolant circuit 11 of the heat exchanger-condenser 10, where they are cooled and condensed. The cooling temperature corresponds to the liquid state of the reactor products at a storage pressure in the storage tank (less than 1 MPa). In the same circuit, under the action of acceleration created by the thrust of a working engine, the liquid and gas phases of the combustion products are separated. Condensate, dropping down, enters the condensate collector-drive 13.
Если давление продуктов сгорания выше критического (22 МПа для воды), то в контуре теплоносителя 11 нет границы раздела между жидкой и газовой фазой, и этот контур работает не как сепаратор, а как концентратор, способствуя опусканию в накопитель 13 более охлажденной как более плотной части продуктов сгорания.If the pressure of the combustion products is higher than critical (22 MPa for water), then in the coolant circuit 11 there is no interface between the liquid and gas phase, and this circuit works not as a separator, but as a concentrator, helping to lower the cooler as the denser part into the storage 13 combustion products.
Одновременно основная часть горючего из магистрали высокого давления 3 подается в нагреваемый контур 12 теплообменника-конденсатора 10, где образует нагретый газ высокого давления. Последний по газопроводу 15 поступает в турбину 16, где используется как рабочее тело. Выходящий из турбины 16 отработанный газ по магистрали 17 сбрасывается в камеру 5, где взаимодействует с окислителем, также подаваемым в камеру по магистрали высокого давления 18, образуя продукты сгорания, которые создают реактивную тягу.At the same time, the main part of the fuel from the high-pressure line 3 is supplied to the heated circuit 12 of the heat exchanger-condenser 10, where it forms a heated high-pressure gas. The latter through the gas pipeline 15 enters the turbine 16, where it is used as a working fluid. The exhaust gas leaving the turbine 16 is discharged through the line 17 into the chamber 5, where it interacts with the oxidizer, which is also supplied to the chamber through the high-pressure line 18, forming combustion products that create reactive thrust.
На начальном этапе полета конденсат из сборника-накопителя 13 проходит через технологический узел 14 в обратный трубопровод 20, по которому попадает в магистраль 17, где смешивается с горючим в смесителе 21. На трубопроводе 20 установлен обратный клапан 22, препятствующий перетеканию газа из газопровода 17 в контур теплоносителя 11 теплообменника-конденсатора 10. В момент завершения начального этапа полета переключатель потока в узле 14 срабатывает, после чего конденсат начинает отводиться из двигателя в бак-накопитель 25 по отводящему трубопроводу 23. Регулирование потока конденсата осуществляется управляемым понижающим клапаном 24. При этом в сепараторе узла 14 осуществляется выделение из конденсата остатков газовой фазы, которые подаются в обратный трубопровод 20. Перед остановом двигателя вновь срабатывает переключатель потока в узле 14, герметично перекрывая отводящий трубопровод 23 и направляя остаток продуктов сгорания через обратный трубопровод 20 в газопровод 17.At the initial stage of the flight, the condensate from the storage tank 13 passes through the technological unit 14 to the return pipe 20, through which it enters the highway 17, where it mixes with the fuel in the mixer 21. A return valve 22 is installed on the pipe 20, which prevents gas from flowing from the gas pipeline 17 to the coolant circuit 11 of the heat exchanger-condenser 10. At the end of the initial phase of the flight, the flow switch in the node 14 is activated, after which the condensate begins to be discharged from the engine to the storage tank 25 through the discharge pipe y 23. The condensate flow is controlled by a controlled reducing valve 24. In this case, in the separator of unit 14, the remaining gas phase is removed from the condensate, which are fed to the return pipe 20. Before the engine stops, the flow switch in the node 14 is again activated, shutting off the outlet pipe 23 and directing the remainder of the combustion products through the return pipe 20 to the gas pipe 17.
Если давление продуктов химического реактора 8 выше критического, то система остается работоспособной, при этом вместо конденсата по трубопроводам подаются охлажденные продукты химического реактора 8, а сепаратор узла 14 работает, как концентратор, разделяя более и менее плотную и, следовательно, более и менее охлажденную часть продуктов. В управляемом понижающем клапане 24 давление охлажденных продуктов сбрасывается и в бак-накопитель 25 поступает жидкий сырьевой продукт.If the pressure of the products of the chemical reactor 8 is higher than critical, then the system remains operational, while instead of condensate, the cooled products of the chemical reactor 8 are supplied through pipelines, and the separator of the assembly 14 acts as a concentrator, separating the more and less dense and, therefore, more and less cooled part products. In a controlled reducing valve 24, the pressure of the chilled products is released and a liquid raw material enters the storage tank 25.
Тракт окислителя РДУ может работать по любой из известных схем, а также аналогично вышеприведенной схеме. Возможны как автономная работа тракта окислителя, так и взаимодействие его с трактом горючего путем обмена компонентами топлива и продуктами взаимодействия этих компонентов. Такие схемы не меняют сути изобретения.The oxidizer path of the RDU can work according to any of the known schemes, as well as similarly to the above scheme. Both autonomous operation of the oxidizer path and its interaction with the fuel path are possible through the exchange of fuel components and the products of the interaction of these components. Such schemes do not change the essence of the invention.
Во время работы двигателя некоторые участки трактов высокого давления компонентов могут содержать значительную долю примесей, например, продуктов взаимодействия этих компонентов, подаваемых в тракт из контура теплоносителя теплообменника. Но в целом характер среды (сильноокислительный и сильновосстановительный для трактов высокого давления соответственно окислителя и горючего) сохраняется, что оправдывает употребление единого названия для тракта каждого компонента.During engine operation, some sections of the high-pressure paths of the components may contain a significant proportion of impurities, for example, the products of the interaction of these components supplied to the path from the heat-transfer medium circuit of the heat exchanger. But in general, the nature of the medium (strongly oxidizing and highly reducing for high pressure pathways, respectively, of the oxidizer and fuel) is preserved, which justifies the use of a single name for the path of each component.
Ракета, имеющая РДУ на основе трехкомпонентного ЖРД, работает следующим образом. На начальном этапе полета ракеты из бака жидкого водорода 26, бака окислителя 27 и бака двойного использования 28, заполненного третьим компонентом - горючим на основе углеводородов, по топливным магистралям 29, 30 и 31 в трехкомпонентный ЖРД 32 поступают все три компонента топлива. После того как углеводородное горючее израсходуется, срабатывает отсечной клапан 33, перекрывая магистраль третьего компонента. Через некоторое время срабатывает дренажный клапан 35, и остатки третьего компонента сбрасываются в окружающую среду по дренажному трубопроводу 34.A missile having an RDU based on a three-component rocket engine works as follows. At the initial stage of a missile’s flight from a
После закрытия клапана 35 в момент, определяемый циклограммой полета, открывается пусковой клапан 37 и сырьевой продукт начинает поступать из ЖРД 32 по отводящему трубопроводу 36 в бак двойного использования 28.After closing the
Способ выведения КА на ГСО заключается в том, что КА вместе с разгонным блоком доставляются на ОЗК, где разгонный блок дозаправляется компонентами топлива, вырабатываемыми на ОЗК из сырьевого продукта, который получают на борту доставляющей его ракеты во время выведения на орбиту из части компонентов топлива. При этом энергия, выделяющаяся при образовании сырьевого продукта, передается компонентам топлива, направляемым в камеру сгорания РДУ, способствуя повышению ее удельного импульса. После дозаправки разгонный блок вместе с КА совершает перелет на ГСО.The method of launching the spacecraft at the GSO is that the spacecraft together with the booster block are delivered to the OZK, where the booster block is refueled by the fuel components produced on the OZK from the raw material that is received on board the rocket delivering it during the orbit from the part of the fuel components. In this case, the energy released during the formation of the raw material product is transferred to the fuel components sent to the RDU combustion chamber, thereby increasing its specific impulse. After refueling, the upper stage, together with the spacecraft, makes a flight to the GSO.
Система выведения КА на ГСО работает следующим образом. Космический танкер на основе ракеты, использующий трехкомпонентный ЖРД, доставляет на ОЗК сырьевой продукт в необходимом количестве, который перерабатывается в компоненты топлива. Полученные КТ собираются в заправочных емкостях ОЗК. Космический аппарат доставляется к ОЗК двухступенчатой РН вместе с незаправленным разгонным блоком, где разгонный блок заправляется необходимыми компонентами. После заправки КА с помощью разгонного блока выводится на заданную орбиту. Компоненты топлива, получаемые на ОЗК, используются также для дозаправки возвращаемых на Землю КА, выполняющих задачу обеспечения ОЗК (доставка грузов и смена экипажа).The spacecraft launch system at GSO works as follows. A rocket-based space tanker using a three-component liquid propellant rocket engine delivers the required quantity of raw material to the OZK, which is processed into fuel components. Received CTs are collected in refueling tanks of OZK. The spacecraft is delivered to the OZK of a two-stage launch vehicle together with an uncharged booster unit, where the booster unit is filled with the necessary components. After refueling, the spacecraft is launched into the specified orbit using the upper stage. The fuel components received at the OZK are also used for refueling the spacecraft returned to the Earth, fulfilling the task of providing the OZK (cargo delivery and crew change).
Возвращаемая часть космического танкера, образующего вместе с ОЗК транспортно-заправочную систему, на старте имеет запас топлива корректирующей ДУ, необходимый только для перелета к ОЗК. После прилета на ОЗК топливные баки корректирующей ДУ дозаправляются компонентами топлива, вырабатываемыми на ОЗК из сырьевого продукта, доставляемого космическим танкером, в количестве, необходимом для возвращения на Землю. После слива сырьевого продукта и дозаправки многоразовый космический танкер совершает торможение, спуск в атмосфере и посадку в заданном районе.The returning part of the space tanker, which forms the transportation and refueling system together with the OZK, at the start has a fuel reserve of corrective control, necessary only for the flight to the OZK. After arriving at the OZK, the fuel tanks of the corrective control system are refueled with the fuel components produced at the OZK from the raw material delivered by the space tanker in the quantity necessary for returning to Earth. After draining the raw material product and refueling, the reusable space tanker performs braking, descent in the atmosphere and landing in a given area.
Возможны некоторые вариации технических решений, не меняющие сущность изобретения.Some variations of technical solutions are possible without changing the essence of the invention.
Возможна установка нескольких теплообменных агрегатов на магистрали одного компонента (например, для догревания газа, прошедшего через турбину), или установка одного теплообменного агрегата на топливных трактах двух компонентов топлива.It is possible to install several heat exchanger units on the lines of one component (for example, for heating gas passing through a turbine), or install one heat exchange unit on the fuel paths of two fuel components.
Возможна конструктивная схема РД, в котором в обход теплообменника проложен обводный тракт высокого давления, соединяющийся с основным до и после теплообменника, а в местах соединения установлены переключатели потока компонента топлива. На начальном участке полета компонент топлива проходит через обводный тракт, минуя теплообменник. В начале заключительного участка полета, соответствующего режиму накопления сырьевого продукта, одновременно с переключением потока компонента топлива на основной тракт включается теплообменный агрегат. В такой схеме отпадает необходимость использования обратного трубопровода, а в случае аварии теплообменного агрегата имеется возможность его выключения при непрерывной работе двигателя, при которой ракета сможет успешно завершить полетный цикл с частичной загрузкой.A design scheme of the taxiway is possible, in which a high pressure bypass path is connected bypassing the heat exchanger, connecting to the main one before and after the heat exchanger, and fuel component flow switches are installed at the junction points. In the initial phase of the flight, the fuel component passes through the bypass path, bypassing the heat exchanger. At the beginning of the final section of the flight, corresponding to the mode of accumulation of the raw product, simultaneously with the switching of the flow of the fuel component to the main path, the heat exchange unit is switched on. In such a scheme, there is no need to use a return pipe, and in the event of a failure of the heat exchange unit, it is possible to turn it off during continuous engine operation, in which the rocket can successfully complete the flight cycle with a partial load.
Взаимодействие химических компонентов осуществляется в химическом реакторе, простейшим вариантом которого является камера сгорания. Но возможны и другие типы химических реакторов, например, каталитический, где взаимодействие компонентов происходит на катализаторе без образования пламени. Так, окисление водорода легко происходит на никелевом или платиновом катализаторе.The interaction of chemical components is carried out in a chemical reactor, the simplest version of which is a combustion chamber. But other types of chemical reactors are possible, for example, catalytic, where the interaction of the components occurs on the catalyst without the formation of a flame. Thus, the oxidation of hydrogen easily occurs on a nickel or platinum catalyst.
В предлагаемой ракете могут использоваться и два компонента топлива, тогда хотя бы один из них должен быть размещен не менее чем в двух топливных баках.The proposed rocket can be used and two fuel components, then at least one of them must be placed in at least two fuel tanks.
Все эти вариации имеют единую изобретательскую сущность с вариантом, представленным в описании.All these variations have a single inventive essence with the option presented in the description.
Предложенные способ доставки на орбиту сырьевого продукта, ракетная двигательная установка, ракета на ее основе, способ выведения КА на ГСО, транспортная система для его осуществления и транспортно-заправочная система объединены единым изобретательским замыслом и соответствуют критериям изобретения.The proposed method of delivering a raw product into orbit, a rocket propulsion system, a rocket based on it, a method for launching a spacecraft into a GSO, a transport system for its implementation, and a refueling system are united by a single inventive concept and meet the criteria of the invention.
Изобретение может использоваться для доставки на орбиту воды и некоторых других жидкостей, для снабжения КА и РБ компонентами топлива, для выведения КА на ГСО, а также для других межорбитальных перелетов, требующих разворота плоскости орбиты. Вода и продукты ее переработки смогут заменить до 50% и более выводимых в настоящее время грузов. В этом случае компонентами топлива носителя будут жидкие кислород и водород, а полезной нагрузкой - вода. Расчеты показывают, что, не превышая освоенных в настоящее время теплопрочностных нагрузок на элементы конструкции двигателя, можно добиться увеличения удельного импульса на 8-15% при оптимальном соотношении компонентов. Конечная выводимая масса носителя при этом увеличивается на 10-12%, а прирост массы полезной нагрузки может составить в некоторых случаях до 25% для частично многоразовых РН и более 30% для полностью многоразовых РН.The invention can be used for delivering water and some other liquids into orbit, for supplying spacecraft and RB with fuel components, for launching spacecraft for GSO, as well as for other interorbital flights requiring a turn of the orbit plane. Water and its products will be able to replace up to 50% or more of the currently transported cargo. In this case, the components of the carrier fuel will be liquid oxygen and hydrogen, and the payload will be water. Calculations show that, not exceeding the currently mastered thermal strength loads on engine structural elements, it is possible to increase the specific impulse by 8-15% with an optimal ratio of components. The final output mass of the carrier in this case increases by 10-12%, and the increase in the mass of the payload can in some cases be up to 25% for partially reusable launch vehicles and more than 30% for completely reusable launch vehicles.
Ракета, использующая предлагаемую РДУ, будет иметь дополнительные преимущества, связанные с особенностью конструкции. Например, расположение полезной нагрузки (воды) вблизи двигателя приведет к уменьшению нагрузок на конструкцию топливных баков, при этом не требуется соблюдения специальных норм виброакустического воздействия, характерных для обычных грузов. Так как полезный груз не загружается в РН перед стартом, а производится из компонентов топлива на борту РН на заключительном этапе полета, появляется возможность использовать для его сбора освободившийся бак третьего компонента. В результате масса полезного груза повышается не только за счет улучшения характеристик РДУ, но и за счет уменьшения массы конструкции - в РН отсутствует отдельная емкость для размещения полезного груза.A missile using the proposed RDU will have additional advantages associated with the design feature. For example, the location of the payload (water) near the engine will reduce the load on the design of the fuel tanks, and it does not require adherence to special norms of vibro-acoustic impact, typical for ordinary cargo. Since the payload is not loaded into the launch vehicle before launch, but is produced from the fuel components on board the launch vehicle at the final stage of the flight, it becomes possible to use an empty tank of the third component to collect it. As a result, the mass of the payload is increased not only by improving the characteristics of the taxiway, but also by reducing the mass of the structure - in the launch vehicle there is no separate capacity to accommodate the payload.
Предлагаемый способ доставки воды обладает одной отличительной особенностью: его эффективность возрастает с ростом конечной выводимой массы ракеты. Следовательно, использование дополнительных полезных устройств, например, многоразовых элементов конструкции, повышает сравнительную эффективность предлагаемой ракеты перед аналогичным средством выведения общего назначения. Так, если многоразовый носитель общего назначения позволяет снизить удельную стоимость выведения полезного груза в 2 раза по сравнению с аналогичным одноразовым носителем, а предлагаемая ракета эффективнее носителя общего назначения в 1.1 раза для одноразовых и в 1.25 раз для многоразовых модификаций, то оснащение ракеты аналогичными с носителем общего назначения многоразовыми элементами повысит ее эффективность в 2.27 раза.The proposed method of water delivery has one distinctive feature: its effectiveness increases with the growth of the final output mass of the rocket. Therefore, the use of additional useful devices, for example, reusable structural elements, increases the comparative efficiency of the proposed rocket in front of a similar general-purpose launch vehicle. So, if a reusable general-purpose carrier allows to reduce the unit cost of removing payload by 2 times compared to a similar disposable carrier, and the proposed rocket is 1.1 times more effective for general-purpose carriers for single-use and 1.25 times for reusable modifications, then equipping the rocket with the same carrier general-purpose reusable elements will increase its efficiency by 2.27 times.
В целом, предлагаемая ракета может выводить на 40-60% больше полезного груза, чем ее прототип. При этом различие в себестоимости будет еще больше из-за возможностей упрощения конструкции и технологии подготовки пуска, основанных на меньшей требуемой надежности. Кроме того, затраты на создание ракеты могут быть существенно уменьшены из-за некритичности ее размерности для выполнения поставленной задачи.In general, the proposed rocket can output 40-60% more payload than its prototype. In this case, the difference in cost will be even greater due to the possibility of simplifying the design and technology of launch preparation, based on the lower required reliability. In addition, the cost of creating a rocket can be significantly reduced due to the uncriticality of its dimension to accomplish the task.
Способ и система выведения КА на ГСО обладают важным отличительным свойством: при их использовании сближаются возможности и удельная стоимость выведения для космодромов, расположенных на различных широтах. Например, наиболее оптимальная РН для использования в предлагаемой системе выведения следующая: двухступенчатая схема, первая ступень - возвращаемая, используется многократно; вторая, невозвращаемая, доставляется на ОЗК, дозаправляется и используется вторично при перелете на ГСО. Если такую РН запускать с экватора, то вторая ступень должна набирать характеристическую скорость не менее 3850 м/с, в то время как для широты старта 51° она составит около 4800 м/с. РН со второй ступенью, обладающей характеристической скоростью 3850 м/с, неэффективна из-за сильной переразмеренности первой ступени, а при использовании первой ступени, утяжеленной элементами спасения, не всегда сможет вывести груз на орбиту. Кроме того, географические условия на экваторе неблагоприятны для схемы выведения с посадкой первой ступени по трассе полета. Наиболее рациональная схема выведения предполагает возвращение первой ступени для посадки к месту старта. В этом случае вторая ступень должна иметь возможность набора характеристической скорости не менее 5200 м/с. Тогда экваториальная РН в лучшем случае будет иметь такие же пропорции, как и у РН, использующих другие имеющиеся космодромы, а их грузоподъемность будет отличаться незначительно (за счет разности окружной скорости вращения Земли в точках старта - не более 250 м/с). Поэтому, прежде всего, затраты на выведение КА на ГСО будут выражаться в разной массе дозаправляемого топлива. Использование предлагаемой ракеты приведет к тому, что удельная стоимость топлива на ОЗК будет меньше, чем удельная стоимость выведения груза с помощью РН общего назначения, что приведет к сближению стоимости выведения КА на ГСО для космодромов, расположенных на различных широтах. Кроме того, для "экваториальной" РН из-за сильной переразмеренности блока второй ступени могут возникнуть ограничения по минимальной массе заправки.The method and system for launching spacecraft at GSOs have an important distinctive property: when using them, the capabilities and specific cost of launch for spaceports located at different latitudes come closer. For example, the most optimal pH for use in the proposed launch system is as follows: two-stage scheme, the first stage is returnable, it is used repeatedly; the second, non-refundable, is delivered to the OZK, refueling and used again when flying to GSO. If such a launch vehicle is launched from the equator, then the second stage should gain a characteristic speed of at least 3850 m / s, while for a launch latitude of 51 ° it will be about 4800 m / s. A launch vehicle with a second stage, which has a characteristic speed of 3850 m / s, is ineffective due to the strong oversize of the first stage, and when using the first stage heavier with rescue elements, it will not always be able to put the cargo into orbit. In addition, the geographical conditions at the equator are unfavorable for the elimination scheme with the landing of the first stage along the flight path. The most rational elimination scheme involves the return of the first stage for landing at the launch site. In this case, the second stage should be able to set the characteristic speed of at least 5200 m / s. Then the equatorial LV in the best case will have the same proportions as the LV using other available spaceports, and their carrying capacity will differ slightly (due to the difference in the circumferential speed of the Earth's rotation at the launch points - no more than 250 m / s). Therefore, first of all, the costs of SC launch at GSO will be expressed in different masses of refueling fuel. Using the proposed rocket will lead to the fact that the specific cost of fuel at the OZK will be less than the specific cost of removing cargo using general-purpose launch vehicles, which will lead to a convergence of the cost of removing spacecraft at GSO for cosmodromes located at different latitudes. In addition, for the "equatorial" LV, due to the strong oversize of the second stage unit, restrictions on the minimum refueling mass may occur.
Если космический танкер доставляет воду или другой сырьевой продукт на ОЗК, а полученные после его переработки компоненты топлива использует в своей ДУ при возвращении на Землю, то эффективность использования всей заправочной системы, включающей космический танкер и ОЗК, повышается (для обычного средства выведения такая операция экономически бессмысленна). Это связано с тем, что 1 кг недозаправленного на старте компонента корректирующей ДУ даст прирост 1,2-1,3 и более кг доставляемого сырьевого продукта. Использование вырабатываемого на ОЗК топлива в ДУ возвращаемых на Землю транспортных аппаратов также снижает стоимость обеспечения работы ОЗК и, следовательно, стоимость производимых на нем компонентов топлива.If a space tanker delivers water or other raw materials to the OZK, and uses the fuel components obtained after its processing in its remote control when it returns to Earth, then the efficiency of using the entire refueling system, including the space tanker and OZK, is increased (such an operation economically meaningless). This is due to the fact that 1 kg of the component of the corrective DE that has not been refilled at the start will give an increase of 1.2-1.3 or more kg of the delivered raw material product. The use of fuel generated at the OZK in the remote control of transport vehicles returned to Earth also reduces the cost of ensuring the operation of the OZK and, therefore, the cost of the fuel components produced on it.
Терминология в описании ракеты, РДУ и их составляющих заимствована из [1], теплообменного агрегата и связанными с ним устройствами - из [5].The terminology in the description of the rocket, RDU and their components is borrowed from [1], the heat exchange unit and related devices from [5].
Источники информацииInformation sources
1. "Космонавтика" - Энциклопедия. М., Советская энциклопедия, 1985 г.1. "Cosmonautics" - Encyclopedia. M., Soviet Encyclopedia, 1985
2. "Авиационно-космические системы: Сборник статей под ред. Г.Е.Лозино-Лозинского и А.Г.Братухина. - М.: МАИ, 1997 г. ISBN 5-7035-2068-12. "Aerospace systems: A collection of articles edited by G.E. Lozino-Lozinsky and A.G. Bratukhin. - M: MAI, 1997 ISBN 5-7035-2068-1
3. К.П.Феоктистов "Космическая техника. Перспективы развития. - М.: МГТУ им. Н.Э.Баумана, 1997 г. ISBN 5-7038-1306-93.3. KP Feoktistov "Space technology. Prospects for development. - M.: MSTU named after NE Bauman, 1997. ISBN 5-7038-1306-93.
4. В.И.Левантовский "Механика космического полета в элементарном изложении." - М.: Наука, 3-е издание, 1980 г. - гл.7, §6, стр.189.4. V.I. Levantovsky "The mechanics of space flight in an elementary exposition." - M.: Science, 3rd edition, 1980 - Ch. 7, §6, p. 189.
5. "Большой энциклопедический словарь политехнический" или "Политехнический словарь". - М.: Большая Российская энциклопедия, 1998 г; ISBN 5-85270-264-15. "Big Encyclopedic Dictionary Polytechnic" or "Polytechnical Dictionary". - M .: Big Russian Encyclopedia, 1998; ISBN 5-85270-264-1
Claims (19)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003104290/11A RU2299160C2 (en) | 2003-02-13 | 2003-02-13 | Method for delivery of raw material to orbit, rocket power plant, rocket on its base, method for injection of space vehicles into geostationary orbit, transportation system for its realization and transportation-fueling system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003104290/11A RU2299160C2 (en) | 2003-02-13 | 2003-02-13 | Method for delivery of raw material to orbit, rocket power plant, rocket on its base, method for injection of space vehicles into geostationary orbit, transportation system for its realization and transportation-fueling system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2003104290A RU2003104290A (en) | 2004-08-20 |
| RU2299160C2 true RU2299160C2 (en) | 2007-05-20 |
Family
ID=38164279
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003104290/11A RU2299160C2 (en) | 2003-02-13 | 2003-02-13 | Method for delivery of raw material to orbit, rocket power plant, rocket on its base, method for injection of space vehicles into geostationary orbit, transportation system for its realization and transportation-fueling system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2299160C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2451631C1 (en) * | 2010-11-22 | 2012-05-27 | Александр Олегович Майборода | Method of accumulating spaceship power supply |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4323719A1 (en) * | 1993-07-15 | 1995-01-26 | Deutsche Aerospace Airbus | Method and device for carrying out the method for water supply on board an aircraft |
| RU2035358C1 (en) * | 1989-05-09 | 1995-05-20 | Р.Крисвелл Дэвид | Recoverable launch vehicle and multiple configurration transportatioon system |
| RU2120397C1 (en) * | 1996-10-30 | 1998-10-20 | Виктор Павлович Тенетов | Method of transportation of payload by means of non-expendable aero-space system |
| RU2169853C2 (en) * | 1994-10-20 | 2001-06-27 | Клаус Кункель | Method of operation of flying vehcile engine employing jet propulsion and design of such engine |
-
2003
- 2003-02-13 RU RU2003104290/11A patent/RU2299160C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2035358C1 (en) * | 1989-05-09 | 1995-05-20 | Р.Крисвелл Дэвид | Recoverable launch vehicle and multiple configurration transportatioon system |
| DE4323719A1 (en) * | 1993-07-15 | 1995-01-26 | Deutsche Aerospace Airbus | Method and device for carrying out the method for water supply on board an aircraft |
| RU2169853C2 (en) * | 1994-10-20 | 2001-06-27 | Клаус Кункель | Method of operation of flying vehcile engine employing jet propulsion and design of such engine |
| RU2120397C1 (en) * | 1996-10-30 | 1998-10-20 | Виктор Павлович Тенетов | Method of transportation of payload by means of non-expendable aero-space system |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Космонавтика. Энциклопедия. Гл. ред. В.П.ГЛУШКО. - М.: Сов. Энциклопедия, 1985, с.112, 322. ФЕОКТИСТОВ К.П. Космическая техника. Перспективы развития. - М.: Изд. МГТУ им. Н.Э.Баумана, 1997, § 8.3. ЛЕВАНТОВСКИЙ В.И. Механика космического полета в элементарном изложении. - М.: Наука, 3-е изд. 1980, с.189. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2451631C1 (en) * | 2010-11-22 | 2012-05-27 | Александр Олегович Майборода | Method of accumulating spaceship power supply |
| WO2012070978A1 (en) * | 2010-11-22 | 2012-05-31 | Maiboroda Alexander Olegovich | Method for the energy provision of spacecraft tanks |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11181076B2 (en) | Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer | |
| US9850008B2 (en) | Integrated vehicle fluids | |
| CA1323352C (en) | Low pressure reaction control propulsion system for a spacecraft | |
| US12313023B1 (en) | Integrated vehicle fluids with hot gas line and cold gas line merging to increase enthalpy | |
| US8827209B2 (en) | Methods and systems for propelling an externally powered vehicle | |
| US11897636B2 (en) | Rocket propulsion system, method, and spacecraft | |
| AU2023353412A1 (en) | Rocket engine, method and spacecraft | |
| RU2299160C2 (en) | Method for delivery of raw material to orbit, rocket power plant, rocket on its base, method for injection of space vehicles into geostationary orbit, transportation system for its realization and transportation-fueling system | |
| RU2197630C1 (en) | Solar heat rocket engine and method of its operation | |
| RU2492342C1 (en) | Pumpless cryogenic liquid propellant rocket engine (versions) | |
| Holguin | Enabling long duration spaceflight via an integrated vehicle fluid system | |
| Hunt et al. | Hypersonic airbreathing vehicle visions and enhancing technologies | |
| RU2309092C2 (en) | Orbital filling module | |
| Norquist | External tank for the Space Shuttle main propulsion system | |
| US5090195A (en) | Propulsion motor using fine particulate material | |
| Crocker et al. | Alchemist ACES: enabling technology for 2nd and future generation space transportation | |
| Whitehead et al. | High-pressure-pumped hydrazine for Mars sample return | |
| Whitehead et al. | Mars to orbit with pumped hydrazine | |
| Culver | Optimum LOX usage by LANTR-powered LTV | |
| Zhang | The History of Liquid Rocket Fuel Engine | |
| Grayson et al. | Nitrous oxide and ethanol propulsion concepts for a crew space vehicle | |
| Brown | Expander cycle engines for Shuttle cryogenic upper stages | |
| Vaughn et al. | Life Support, Environmental Control, and Auxiliary Power Systems for a Logistic Spacecraft | |
| Whitehead et al. | Mars ascent propulsion on a minimum scale | |
| KLEMETSON et al. | An Evaluation of oxygen/hydrogen propulsion systems for the space station |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20110214 |