RU2215891C2 - Impulse solar rocket engine installation - Google Patents
Impulse solar rocket engine installation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2215891C2 RU2215891C2 RU2001104169/06A RU2001104169A RU2215891C2 RU 2215891 C2 RU2215891 C2 RU 2215891C2 RU 2001104169/06 A RU2001104169/06 A RU 2001104169/06A RU 2001104169 A RU2001104169 A RU 2001104169A RU 2215891 C2 RU2215891 C2 RU 2215891C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- hydrogen
- oxygen
- gas
- water
- electrolyzer
- Prior art date
Links
Landscapes
- Electrolytic Production Of Non-Metals, Compounds, Apparatuses Therefor (AREA)
Abstract
Description
Солнечная энергетическая ракетная двигательная установка импульсного действия (СЭРДУИД) может применяться для разгонных блоков (РБ), выводящих космические аппараты (КА), не требующие быстрого выведения, со стартовых околоземных орбит на геостационарные, геопереходные и межпланетные орбиты, а также в качестве экологически чистой двигательной установки орбитальных и межпланетных космических аппаратов и орбитальных пилотируемых станций, требующих поддержания высоты орбиты, а также снабжения водой и кислородом. Кроме этого СЭРДУИД в перспективе допускает посадку на ядра комет и астероиды массой до 1015 кг, заправку водой за счет имеющегося на них водяного льда и старт с их поверхности. СЭРДУИД в составе спускаемых аппаратов межпланетных космических аппаратов могут в дальнейшем использоваться для выработки кислородно-водородного топлива за счет имеющегося на Луне, Марсе или спутниках Юпитера водяного льда.The pulsed solar energy rocket propulsion system (SERDUID) can be used for booster blocks (RB) that take spacecraft (SC) that do not require fast launch from launching near-earth orbits to geostationary, geo-transition and interplanetary orbits, as well as an environmentally friendly propulsion installation of orbital and interplanetary spacecraft and orbital manned stations, requiring maintaining the orbit altitude, as well as supplying water and oxygen. In addition, SERDUID in the future allows landing on comet and asteroid nuclei weighing up to 10 15 kg, refueling with water ice available on them and starting from their surface. SERDUID as part of the interplanetary spacecraft descent vehicles can be further used to generate oxygen-hydrogen fuel due to water ice available on the Moon, Mars or Jupiter’s satellites.
Аналогом СЭРДУИД по выведению КА на высокие орбиты служит солнечная энергодвигательная ракетная установка (СЭДУ), экспонировавшаяся на Международном авиакосмическом салоне-99, проводившемся в г. Жуковском Московской области 17-22 августа 1999 г., и представленная в проспекте Центра Келдыша Российского авиационно-космического агентства. С целью повышения энергетической и экономической эффективности средств межорбитальной транспортировки космических аппаратов Центром Келдыша предложена СЭДУ на основе двухрежимного солнечного теплового ракетного двигателя (СТРД), работающего как на горячем водороде, так и с дожиганием горячего водорода с кислородом. СЭДУ включает баки с жидким кислородом и жидким водородом, электронасос жидкого кислорода, электронасос жидкого водорода, компрессор газообразного водорода, расходную емкость, электронагревный тепловой аккумулятор-теплообменник (ТА), солнечные батареи (СБ), установленные на энергоплатформе космического аппарата, блок регулирования мощности, пневмогидравлическую арматуру и камеру сгорания. An analogue of SERDUID for launching spacecraft into high orbits is the solar power propulsion rocket launcher (SEDU), exhibited at the International Aviation and Space Salon-99, held in Zhukovsky, Moscow Region, August 17-22, 1999, and presented in the Keldysh Center Avenue of the Russian Aerospace agencies. In order to increase the energy and economic efficiency of the means of inter-orbital transportation of spacecraft, the Keldysh Center has proposed an EDS based on a dual-mode solar thermal rocket engine (STRD), operating both on hot hydrogen and on burning hot hydrogen with oxygen. SEDU includes tanks with liquid oxygen and liquid hydrogen, an electric pump of liquid oxygen, an electric pump of liquid hydrogen, a hydrogen gas compressor, a consumable capacity, an electric heating heat accumulator-heat exchanger (TA), solar panels (SB) installed on the power platform of the spacecraft, a power control unit, pneumohydraulic valves and combustion chamber.
По существу СЭДУ является криогенной кислородно-водородной жидкостной ракетной двигательной установкой (ЖРДУ), в которую введен ТА, обеспечивающий импульсный режим работы СТРД с увеличенным удельным импульсом за счет нагрева ТА электроэнергией от СБ между импульсами СТРД и нагрева поступающего в камеру сгорания водорода от ТА во время работы СТРД. Импульсный режим работы позволяет увеличить тяговооруженность СТРД и сократить тем самым общее время полета, что особенно важно для СЭДУ из-за наличия в ней криогенного топлива. Как двигательная установка, предназначенная для космических объектов, СЭДУ обладает всеми недостатками, свойственными в этой области применения криогенным кислородно-водородным ЖРДУ, но конструктивно сложнее и соответственно дороже последних. Главные из этих недостатков следующие:
- из-за малой плотности жидкого водорода бак горючего имеет большие размеры и массу, что, в свою очередь, увеличивает размеры и массу несущей конструкции разгонного блока и головного обтекателя. Оба криогенных бака дополнительно должны быть оснащены теплоизоляцией и термомостами;
- даже при хороших теплоизоляции и термомостах жидкий кислород и особенно жидкий водород ограничивают время их хранения в космическом пространстве, с увеличением времени хранения криогенного топлива увеличиваются либо давление в баках и их масса, либо потери самого топлива на снятие теплопритоков к бакам. По этой причине кислородно-водородные ЖРДУ для длительного пребывания в космосе с несколькими запусками двигателя пока не нашли применения. Обеспечение работоспособности СЭДУ в течение требуемых 20-60 суток тем более является серьезной проблемой.Essentially, an EDMS is a cryogenic oxygen-hydrogen liquid propellant rocket propulsion system (LRE), into which a TA is introduced, providing a pulsed operation mode of the jet engine with an increased specific impulse due to heating the TA with electric power from the SB between the pulses of the jet engine and heating the hydrogen entering the combustion chamber from the TA working hours of the jet engine. Pulse mode of operation allows to increase the thrust-weight ratio of the jet engine and thereby reduce the overall flight time, which is especially important for the EDMS due to the presence of cryogenic fuel in it. As a propulsion system designed for space objects, the SEDU has all the disadvantages inherent in this field of application of a cryogenic oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine, but it is structurally more complex and therefore more expensive than the latter. The main of these shortcomings are as follows:
- due to the low density of liquid hydrogen, the fuel tank has large dimensions and mass, which, in turn, increases the size and mass of the supporting structure of the upper stage and the head fairing. Both cryogenic tanks must additionally be equipped with thermal insulation and thermal bridges;
- even with good thermal insulation and thermal bridges, liquid oxygen and especially liquid hydrogen limit the time they are stored in outer space, with increasing storage time of cryogenic fuel, either the pressure in the tanks and their mass increase, or the loss of the fuel itself to remove heat inflows to the tanks. For this reason, oxygen-hydrogen rocket engines for a long stay in space with several engine starts have not yet been used. Ensuring the health of the EDMS for the required 20-60 days is even more a serious problem.
Кроме указанных общих недостатков криогенных космических установок СЭДУ имеет еще высокотемпературный ТА, который при полезной емкости до 250 МДж должен иметь массу порядка сотен кг, что, с одной стороны, делает СЭДУ заметно тяжелее ЖРДУ такой же тяги, а с другой стороны, создание самого ТА, способного длительное время сохранять тепло без существенных потерь для нагрева водорода до температур 1500-2000 К, является непростой технической проблемой. Следует также отметить, что показанная в вышеуказанном проспекте Центра Келдыша принципиальная схема СЭДУ неработоспособна в условиях невесомости и эволюции космического объекта, так как в ней отсутствуют средства подачи жидких компонентов топлива из баков, а подача из бака горючего газообразного водорода в компрессор в условиях невесомости вообще не представляется возможной. In addition to the indicated general shortcomings of cryogenic space systems, the SEDU also has a high-temperature SLT, which with a useful capacity of up to 250 MJ should have a mass of the order of hundreds of kg, which, on the one hand, makes the SEDU noticeably heavier than the same thrust rocket engine, and on the other hand, the creation of the SL itself capable of storing heat for a long time without significant losses for heating hydrogen to temperatures of 1500-2000 K is a difficult technical problem. It should also be noted that the basic scheme of the EED shown in the above prospectus of the Keldysh Center is inoperative under conditions of weightlessness and the evolution of a space object, since it lacks the means of supplying liquid fuel components from the tanks, and the supply of combustible gaseous hydrogen from the tank to the compressor under zero gravity conditions seems possible.
Рассмотренные недостатки СЭДУ, даже в случае устранения последнего замечания, существенно снижают эффективность ее применения по сравнению с кислородно-водородной ЖРДУ аналогичного назначения. Поэтому предложенную Центром Келдыша СЭДУ можно рассматривать только как способ некоторого улучшения энергетических характеристик обычной кислородно-водородной ЖРДУ малой тяги за счет добавления возможного количества солнечной энергии к основному запасу химической энергии взятого на борт криогенного топлива. The considered drawbacks of the EDMS, even if the last remark is eliminated, significantly reduce the effectiveness of its application in comparison with the oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine of a similar purpose. Therefore, the EDMS proposed by the Keldysh Center can only be considered as a way to slightly improve the energy characteristics of a conventional low-thrust conventional oxygen-hydrogen liquid propellant rocket engine by adding a possible amount of solar energy to the main chemical energy reserve of cryogenic fuel taken on board.
Другим аналогом СЭРДУИД является кислородно-водородная двигательная установка с заправкой водой и диафрагменным электрическим насосом, показанная в книге И. Тимнат. Ракетные двигатели на химическом топливе. М.: Мир, 1990, стр. 277, 278, рис. 185, основанная на дозаправке водой, в которой используются диафрагменный электрический водяной насос и электролизер; источником энергии служат панели солнечных батарей, а в периоды нахождения в тени - никель-кадмиевые аккумуляторные батареи и аккумуляторы сжатого газа. На рис. 186 указанной книги И. Тимната предложена аналогичная двигательная установка, в которой подача воды осуществляется сжатым гелием. Обе представленные на рис. 185 и 186 в указанной книге И. Тимната пневмогидравлические схемы кислородно-водородных двигательных установок (КВДУ) представляются неработоспособными по следующим причинам:
Накопление необходимых для работы двигателя газообразных кислорода и водорода осуществляется путем разложения воды в электролизере, питаемом электроэнергией от солнечных батарей или аккумуляторов на пассивных участках полета в состоянии невесомости. Обычный электролизер работоспособен только при действии перегрузки (на Земле около 1), которая необходима для всплытия выделившихся на электродах пузырьков газов и накопления водорода и кислорода в разобщенных полостях над свободной поверхностью электролита, откуда эти газы подаются в емкости для их хранения.Another analogue of SERDUID is an oxygen-hydrogen propulsion system with water and a diaphragm electric pump, shown in the book by I. Timnat. Chemical propellant rocket engines. M .: Mir, 1990, p. 277, 278, fig. 185, based on refueling, which uses a diaphragm electric water pump and an electrolyzer; solar panels serve as a source of energy, and nickel-cadmium rechargeable batteries and compressed gas accumulators during periods of shade. In fig. 186 of this book by I. Timnat, a similar propulsion system is proposed in which water is supplied by compressed helium. Both presented in fig. 185 and 186 in the indicated book by I. Timnat, the pneumohydraulic schemes of oxygen-hydrogen propulsion systems (HVAC) appear to be inoperative for the following reasons:
The accumulation of gaseous oxygen and hydrogen necessary for the operation of the engine is carried out by decomposing water in an electrolytic cell powered by electricity from solar panels or batteries in passive sections of flight in zero gravity. A conventional electrolyzer is only operable under the action of overload (about 1 on Earth), which is necessary for the ascent of gas bubbles released on the electrodes and the accumulation of hydrogen and oxygen in disconnected cavities above the free surface of the electrolyte, from where these gases are fed into the storage tanks.
В условиях невесомости всплытие пузырьков газов и образование газовых подушек над поверхностью электролита невозможно. При попытке включения электролизера в условиях невесомости в результате накопления газов внутри его ячеек и вытеснения из них электролита произойдет полный отказ и даже взрыв электролизера. В книге И. Тимната работоспособность электролизера в условиях невесомости ничем не обоснована и в схемах КВДУ отсутствуют принципиально необходимые для этого агрегаты. In zero gravity, the rise of gas bubbles and the formation of gas cushions above the surface of the electrolyte is impossible. When you try to turn on the cell in zero gravity as a result of the accumulation of gases inside its cells and displacement of the electrolyte from them, a complete failure and even explosion of the cell occurs. In the book of I. Timnat, the efficiency of the electrolytic cell under zero gravity is not substantiated in any way and in the KVDU schemes there are no units fundamentally necessary for this.
В показанной на рис. 185 схеме КВДУ отсутствуют также средства подачи воды из бака в насос в состоянии невесомости. Один диафрагменный насос или наддув бака гелием в другом варианте на рис. 186 этой проблемы не решают. In the shown in fig. 185 of the KVDU scheme there are also no means of supplying water from the tank to the pump in zero gravity. One diaphragm pump or pressurization of the tank with helium in another embodiment in fig. 186 do not solve this problem.
Прототипом СЭРДУИД служит двигательная установка, представленная в патенте США 5279484 от 18 января 1994 г. (МПК7 B 64 G 1/40), которая также содержит бак с водой, электролизер, баки с газообразными кислородом и водородом и камеры сгорания. Патент США 5279484 в части двигательной установки ничем не отличается от рассмотренных выше КВДУ из книги И. Тимната, средства подачи из бака воды в электролизер и работа самого электролизера в условиях невесомости в патенте ничем не обоснованы (нет даже водяного насоса), в связи с чем по указанным выше причинам эта двигательная установка также неработоспособна и практического интереса не представляет (кроме утилизации отходов жизнедеятельности пилотируемого КА с помощью ракетных двигателей, что не является главной задачей самой двигательной установки).The prototype of SERDUID is the propulsion system presented in US Pat. No. 5,279,484 of January 18, 1994 (IPC 7 B 64 G 1/40), which also contains a water tank, an electrolyzer, oxygen and hydrogen gas tanks, and combustion chambers. US patent 5279484 in terms of a propulsion system is no different from the above-mentioned HPLC from the book of I. Timnat, the means of supplying water from the tank to the cell and the operation of the cell itself under zero gravity are not justified in the patent (there is not even a water pump), and therefore for the above reasons, this propulsion system is also inoperative and is not of practical interest (except for the disposal of waste from a manned spacecraft using rocket engines, which is not the main task of the engine itself second installation).
Задачами изобретения являются:
- создание работоспособной ракетной двигательной установки с использованием только солнечной энергии и взятой на борт воды для получения высокоэффективного ракетного топлива;
- повышение пожаровзрывобезопасности двигательной установки;
- подача из бака воды без газовых включений в условиях невесомости и маневров космического аппарата.The objectives of the invention are:
- the creation of a workable rocket propulsion system using only solar energy and water taken on board to produce highly efficient rocket fuel;
- increase fire and explosion safety of the propulsion system;
- supply of water from the tank without gas inclusions in zero gravity and spacecraft maneuvers.
Решение этих задач достигается тем, что в солнечную энергетическую ракетную двигательную установку импульсного действия, содержащую солнечную батарею, бак с водой, водяной насос, электролизер, баки с газообразными компонентами топлива, нагреватель водорода и камеру сгорания с пневмогидравлической арматурой, введены газожидкостные сепараторы водорода и кислорода, циркуляционные насосы электролита, а электролизер снабжен водородным и кислородным контурами циркуляции электролита, каждый из которых образован магистралями, соединяющими выходы всех ячеек электролизера по водороду и кислороду со входами газожидкостных сепараторов водорода и кислорода соответственно, выходы газожидкостных сепараторов водорода и кислорода по электролиту через соответствующие циркуляционные насосы - со входами ячеек электролизера, при этом выходы газожидкостных сепараторов водорода и кислорода по газам подключены к соответствующим бакам с газообразными компонентами топлива, а в баке с водой размещено капиллярное заборное устройство. The solution to these problems is achieved by the fact that pulsed-action solar energy rocket propulsion system containing a solar battery, a water tank, a water pump, an electrolyzer, tanks with gaseous fuel components, a hydrogen heater and a combustion chamber with pneumohydraulic valves, introduced gas-liquid hydrogen and oxygen separators electrolyte circulation pumps, and the electrolyzer is equipped with hydrogen and oxygen electrolyte circulation circuits, each of which is formed by highways connecting the outputs of all cells of the electrolyzer for hydrogen and oxygen with the inputs of gas-liquid separators of hydrogen and oxygen, respectively, the outputs of the gas-liquid separators of hydrogen and oxygen through the electrolyte through the corresponding circulation pumps - with the inputs of the cells of the electrolyzer, while the outputs of the gas-liquid separators of hydrogen and oxygen for gases are connected to the corresponding tanks with gaseous components of the fuel, and a capillary intake device is placed in the water tank.
На чертеже изображена предложенная установка, где:
1 - солнечная батарея (СБ);
2 - бак с водой;
3 - электролизер;
4 - газожидкостный сепаратор водорода;
5 - газожидкостный сепаратор кислорода;
6 - циркуляционный насос водородного контура;
7 - циркуляционный насос кислородного контура;
8 - капиллярное заборное устройство (КЗУ);
9 - водяной насос;
10 - обратный клапан;
11 - обратный клапан;
12 - обратный клапан;
13 - редуктор кислорода;
14 - редуктор водорода;
15 - электропневмоклапан (ЭПК);
16 - электропневмоклапан (ЭПК);
17 - теплообменник;
18 - выключатель цепи электролизера;
19 - выключатель цепи теплообменника;
20 - камера сгорания (КС);
21 - бак с газообразным кислородом;
22 - баки с газообразным водородом.The drawing shows the proposed installation, where:
1 - solar battery (SB);
2 - a tank with water;
3 - electrolyzer;
4 - gas-liquid hydrogen separator;
5 - gas-liquid oxygen separator;
6 - hydrogen circulation pump;
7 - circulation pump of the oxygen circuit;
8 - capillary intake device (KZU);
9 - water pump;
10 - check valve;
11 - check valve;
12 - check valve;
13 - oxygen reducer;
14 - hydrogen reducer;
15 - electro-pneumatic valve (EPA);
16 - electro-pneumatic valve (EPA);
17 - heat exchanger;
18 - circuit circuit breaker;
19 - heat exchanger circuit breaker;
20 - combustion chamber (KS);
21 - tank with gaseous oxygen;
22 - tanks with gaseous hydrogen.
Электрический выход СБ 1 через контакты выключателей 18 и 19 соединен с электролизером 3 и теплообменником 17. Бак 2 через КЗУ 8, водяной насос 9 и обратный клапан 10 соединен с электролизером 3. Выходы баков 21 и 22 с газообразными компонентами через редукторы 13 и 14 и ЭПК 15 и 16 соединены с КС 20, причем для запуска двигателя используется теплообменник 17, в котором водород после прохождения через рубашку охлаждения КС подогревается до температуры не менее температуры его самовоспламенения с кислородом. The electrical outlet SB 1 through the contacts of the switches 18 and 19 is connected to the electrolyzer 3 and the heat exchanger 17. The tank 2 is connected to the electrolyser 3 through the pump 8, the water pump 9 and the non-return valve 10. The outputs of the tanks 21 and 22 with gaseous components through gearboxes 13 and 14 and EPA 15 and 16 are connected to KS 20, moreover, to start the engine, a heat exchanger 17 is used, in which hydrogen, after passing through the cooling jacket, the KS is heated to a temperature not less than its autoignition temperature with oxygen.
На Земле, возможно до вывоза на стартовую позицию, бак 2 СЭРДУИД заправляется чистой водой. Электролизер 3 заправляется водным электролитом. Баки 22 полностью заправляются газообразным водородом, а бак 21 - газообразным кислородом. Заправка газов на Земле может производиться от бортового электролизера 3 с одновременной проверкой работы самого электролизера 3 с газожидкостными сепараторами 4, 5 и циркуляционными насосами 6 и 7 соответственно. Питание электролизера током производится от наземного источника. Другого оборудования для заправки газообразных компонентов на Земле в этом случае не требуется. On Earth, possibly before being transported to the starting position, the SERDUID 2 tank is filled with clean water. The cell 3 is charged with an aqueous electrolyte. Tanks 22 are completely charged with gaseous hydrogen, and tank 21 with gaseous oxygen. Gas refueling on Earth can be carried out from the on-board electrolyzer 3 with a simultaneous check of the operation of the electrolyzer 3 itself with gas-liquid separators 4, 5 and circulation pumps 6 and 7, respectively. The electrolyzer is powered by current from a ground source. Other equipment for refueling gaseous components on Earth in this case is not required.
Для запуска двигателя открывается ЭПК 16 и замыканием контакта 19 включается электронагреватель теплообменника 17. Водород из баков 22 через редуктор 14, ЭПК 16 и рубашку охлаждения КС 20 поступает в теплообменник 17, нагревается там до температуры не ниже температуры самовоспламенения с газообразным кислородом, после чего вводится в КС 20. Вслед за этим открывается ЭПК 15 и кислород из бака 21 через редуктор 13 и ЭПК 15 поступает в КС и воспламеняется там с нагретым водородом. Двигатель может работать до тех пор, пока давление в баках 22 и 21 не снизится до заданной величины. По этому признаку или в любое заданное время до его наступления по команде от системы управления размыкается контакт 19 и закрываются ЭПК 15 и 16. С выключением подачи компонентов прекращается выдача двигателем очередного импульса тяги. To start the engine, EPA 16 is opened and the heat exchanger 17 is turned on by closing contact 19. Hydrogen from the tanks 22 through the gearbox 14, EPK 16 and the cooling jacket KS 20 enters the heat exchanger 17, is heated there to a temperature not lower than the self-ignition temperature with gaseous oxygen, after which it is introduced in KS 20. Following this, EPA 15 opens and oxygen from the tank 21 through the reducer 13 and EPA 15 enters the COP and ignites there with heated hydrogen. The engine can operate until the pressure in the tanks 22 and 21 is reduced to a predetermined value. On this basis, or at any given time before its onset, command 19 opens contact 19 from the control system and closes EPK 15 and 16. With the supply of components turned off, the engine stops issuing another thrust impulse.
Дозаправка в полете газообразных компонентов в баки 22 и 21 производится в режиме стабилизации космического объекта (КО) с направленными на Солнце панелями СБ 1. Замыканием контакта 18 включаются электролизер 3 и циркуляционные насосы 6 водородного контура и 7 кислородного контура, осуществляющие циркуляцию электролита через ячейки электролизера и газожидкостные сепараторы водорода 4 и кислорода 5, в которых происходит отделение от электролита образовавшихся при электролизе воды газов. Когда давление газов в газожидкостных сепараторах достигнет настройки обратных клапанов 11 и 12, газообразные кислород и водород начнут поступать в баки 21 и 22. Refueling in flight of gaseous components into tanks 22 and 21 is carried out in the mode of stabilization of a space object (SC) with SB panels 1 directed to the Sun. Closing contact 18 activates electrolyzer 3 and circulation pumps 6 of the hydrogen circuit and 7 of the oxygen circuit, which circulate the electrolyte through the cells of the electrolyzer and gas-liquid separators of hydrogen 4 and oxygen 5, in which the gases formed during electrolysis of water are separated from the electrolyte. When the gas pressure in the gas-liquid separators reaches the settings of the check valves 11 and 12, gaseous oxygen and hydrogen will begin to flow into the tanks 21 and 22.
В процессе электролиза вода превращается в газообразные компоненты топлива и объем электролита в газожидкостных сепараторах 4 и 5 постепенно уменьшается. При достижении минимально допустимого уровня электролита в одном из газожидкостных сепараторах 4 или 5 включается водяной насос 9 и вода из бака 2 через капиллярное заборное устройство 8, задерживающее газовые включения, и обратный клапан 10 подается в контуры циркуляции электролита, увеличивая его объем. При достижении заданного максимального уровня электролита в газожидкостных сепараторах водяной насос 9 выключается и подпитка водой электролизера 3 прекращается. По достижении заданного максимального давления газов в баках 21 и 22 контакт 18 размыкается, электролизер 3 и циркуляционные насосы 6 и 7 выключаются и СЭРДУИД переходит в режим ожидания команды от системы управления на выдачу двигателем очередного импульса тяги. In the process of electrolysis, water turns into gaseous components of the fuel and the volume of electrolyte in gas-liquid separators 4 and 5 is gradually reduced. Upon reaching the minimum permissible level of electrolyte in one of the gas-liquid separators 4 or 5, the water pump 9 is turned on and the water from the tank 2 through the capillary intake device 8, which delays gas inclusions, and the check valve 10 is supplied to the electrolyte circulation circuits, increasing its volume. Upon reaching the specified maximum level of electrolyte in the gas-liquid separators, the water pump 9 is turned off and the water supply to the electrolyzer 3 is stopped. Upon reaching the specified maximum gas pressure in the tanks 21 and 22, the contact 18 opens, the electrolyzer 3 and the circulation pumps 6 and 7 are turned off and the SERDUID enters the standby mode of the command from the control system for the engine to issue another thrust impulse.
Часть вырабатываемых СЭРДУИД газообразных компонентов а также излишки кислорода могут использоваться системами управления и жизнеобеспечения КО. Ракета-носитель выводит КО с СЭРДУИД сразу на выбранную стартовую орбиту. После отделения от носителя КО разворачивается и стабилизируется в направлении первого разгонного импульса, раскрываются и ориентируются на Солнце панели СБ 1. Первый импульс, как и все последующие импульсы, могут выдаваться СЭРДУИД в любые заданные моменты времени после очередной дозаправки от электролизера баков 21 и 22 газообразными компонентами. Количество выдаваемых двигателем СЭРДУИД импульсов тяги и дозаправок баков 21 и 22 газообразными компонентами до выработки всей заправленной в бак 2 воды, а также времена между импульсами тяги, за исключением времен дозаправки баков газообразными компонентами, и общее время пребывания СЭРДУИД в полете не ограничиваются. Part of the gaseous components produced by SERDUID as well as excess oxygen can be used by the control and life support systems of KO. The booster launches the spacecraft with SERDUID immediately into the selected launch orbit. After separating from the carrier, the CO rotates and stabilizes in the direction of the first accelerating pulse, SB SB 1 panels open and are oriented to the Sun. The first pulse, like all subsequent pulses, can be issued by SERDUID at any given time after the next refueling of the tanks 21 and 22 from the electrolyzer components. The number of thrust pulses and refueling of the tanks 21 and 22 by the gaseous components issued by the SERDUID engine before the generation of all water charged to the tank 2, as well as the times between the thrust pulses, with the exception of the time of refueling the tanks with gaseous components, and the total time of the SERDUID in flight are not limited.
СЭРДУИД обладает рядом неоспоримых преимуществ:
- СЭРДУИД является первой работоспособной ракетной двигательной установкой с использованием только солнечной энергии и взятой на борт воды для получения высокоэффективного ракетного топлива, так как она содержит принципиально необходимые для этого водородный и кислородный контуры циркуляции электролита с газожидкостными сепараторами и циркуляционными насосами, обеспечивающими нормальную работу электролизера и получение газообразных компонентов топлива в условиях невесомости;
- СЭРДУИД оснащена капиллярным заборным устройством, обеспечивающим подачу из бака воды без газовых включений в условиях невесомости и маневров космического аппарата;
- СЭРДУИД может служить для многократного использования с дозаправкой воды в космических условиях и вырабатывать кислород для систем жизнеобеспечения пилотируемых космических аппаратов;
- отработка и испытания СЭРДУИД не требуют специального криогенного оборудования и больших запасов взрывоопасных компонентов, поскольку СЭРДУИД сама вырабатывает из воды необходимое для себя газообразное топливо небольшими порциями;
- простота и пожаровзрывобезопасность эксплуатации СЭРДУИД обоснованы тем, что эффективное кислородно-водородное топливо заправляется и хранится на борту СЭРДУИД в химически связанном и безопасном состоянии в виде простой воды, обладающей большой плотностью и не требующей крупногабаритных баков, криогенных экранно-вакуумной теплоизоляции, термомостов, агрегатов и арматуры;
- в условиях околоземного пространства вода и аккумулированная в виде химической энергии газообразных компонентов солнечная энергия могут храниться без потерь неограниченное время, что является большим преимуществом по сравнению с массивным высокотемпературным тепловым аккумулятором СЭДУ, неизбежно теряющим запасенную в нем тепловую энергию;
- СЭРДУИД по сравнению с СЭДУ обладает еще тем преимуществом, что она может использовать солнечные батареи небольшой мощности, что расширяет возможности применения СЭРДУИД, так как время ее пребывания в космосе не ограничено хранением криогенного топлива и потерей энергии тепловым аккумулятором;
- применение электролизера высокого давления позволяет обойтись без компрессоров для подачи газообразных компонентов в баки, в которых они хранятся;
- газообразное топливо может использоваться в нужные моменты времени короткими импульсами двигателя, имеющим желаемую для уменьшения гравитационных потерь тяговооруженность, причем водород за счет электроэнергии СБ может быть предварительно разогрет для самовоспламенения компонентов и увеличения удельного импульса СЭРДУИД;
- так как оптимальное по удельному импульсу массовое соотношение компонентов для кислородно-водородного топлива Кm=(5-6), а при электролизе воды реализуется Кm= 8, избыток получаемого кислорода может быть использован для сопел реактивной системы управления или в системе жизнеобеспечения космического объекта.SERDUID has a number of undeniable advantages:
- SERDUID is the first efficient rocket propulsion system using only solar energy and water taken on board to produce highly efficient rocket fuel, since it contains the hydrogen and oxygen circuits of the electrolyte with gas-liquid separators and circulation pumps that are essential for this and ensure the normal operation of the cell and obtaining gaseous fuel components in zero gravity;
- SERDUID is equipped with a capillary intake device that provides water from the tank without gas inclusions in zero gravity and spacecraft maneuvers;
- SERDUID can be used for repeated use with refueling water in space conditions and produce oxygen for the life support systems of manned spacecraft;
- development and testing of SERDUID do not require special cryogenic equipment and large stocks of explosive components, since SERDUID itself produces gaseous fuel for itself in small portions from water;
- simplicity and fire and explosion safety of operation of the SERDUID are justified by the fact that effective oxygen-hydrogen fuel is refueled and stored on board the SERDUID in a chemically bound and safe state in the form of plain water, which has a high density and does not require large tanks, cryogenic screen-vacuum thermal insulation, thermal bridges, units and fittings;
- in conditions of near-Earth space, water and solar energy accumulated in the form of chemical energy of gaseous components can be stored without loss for an unlimited time, which is a great advantage compared to a massive high-temperature thermal battery EDS, which inevitably loses the stored thermal energy in it;
- SERDUID in comparison with the EDMS has the advantage that it can use small-capacity solar panels, which expands the possibilities of using the SERDUID, since its time in space is not limited to the storage of cryogenic fuel and the loss of energy by a thermal battery;
- the use of a high pressure electrolyzer allows dispensing with compressors for supplying gaseous components to the tanks in which they are stored;
- gaseous fuel can be used at the right time by short engine pulses having the thrust-weight ratio desired to reduce gravitational losses, and hydrogen due to SB power can be preheated to self-ignite the components and increase the specific momentum of the SERDUID;
- since the mass ratio of components that is optimal in specific impulse for oxygen-hydrogen fuel is Km = (5-6), and when water is electrolyzed, Km = 8 is realized, the excess of produced oxygen can be used for nozzles of a reactive control system or in the life support system of a space object.
При промышленном производстве СЭРДУИД не возникнет проблем с материалами и комплектующими. Производство пневмогидравлической арматуры, панелей СБ, электролизеров, баков, КС налажено и не вызовет затруднений. In industrial production, SERDUID will not have problems with materials and components. The production of pneumohydraulic valves, SB panels, electrolyzers, tanks, and compressor units has been established and will not cause difficulties.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001104169/06A RU2215891C2 (en) | 2001-02-13 | 2001-02-13 | Impulse solar rocket engine installation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001104169/06A RU2215891C2 (en) | 2001-02-13 | 2001-02-13 | Impulse solar rocket engine installation |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2001104169A RU2001104169A (en) | 2003-01-27 |
| RU2215891C2 true RU2215891C2 (en) | 2003-11-10 |
Family
ID=32026505
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001104169/06A RU2215891C2 (en) | 2001-02-13 | 2001-02-13 | Impulse solar rocket engine installation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2215891C2 (en) |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2525350C1 (en) * | 2012-12-11 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Spacecraft onboard electrolysis unit |
| RU2591129C1 (en) * | 2015-04-20 | 2016-07-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method for production of liquid rocket fuel in space |
| RU2591131C1 (en) * | 2015-04-20 | 2016-07-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method for production of rocket fuel in conditions of space flight |
| RU2600183C2 (en) * | 2011-07-28 | 2016-10-20 | Университа Дельи Студи Ди Кальяри | Method of producing materials applicable for life-support manned space flights to mars, using local resources |
| 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 |
| US20170254296A1 (en) * | 2016-03-03 | 2017-09-07 | Daniel Patrick Weldon | Rocket Engine Bipropellant Supply System |
| RU2673640C1 (en) * | 2017-08-16 | 2018-11-28 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Electrolysis rocket engine unit and method of its operation |
| RU2673920C1 (en) * | 2017-10-05 | 2018-12-03 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method for creating a reactive thrust of a manned spacecraft |
| US10968865B2 (en) | 2016-05-20 | 2021-04-06 | Arianegroup Gmbh | Rocket propulsion system and method for operating a rocket propulsion system |
| US11053892B2 (en) | 2016-05-20 | 2021-07-06 | Arianegroup Gmbh | Method for operating a rocket propulsion system and rocket propulsion system |
| US11143144B2 (en) | 2016-05-20 | 2021-10-12 | Arianegroup Gmbh | Rocket propulsion system and method for operating a rocket propulsion system |
-
2001
- 2001-02-13 RU RU2001104169/06A patent/RU2215891C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2600183C2 (en) * | 2011-07-28 | 2016-10-20 | Университа Дельи Студи Ди Кальяри | Method of producing materials applicable for life-support manned space flights to mars, using local resources |
| RU2525350C1 (en) * | 2012-12-11 | 2014-08-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Spacecraft onboard electrolysis unit |
| RU2591129C1 (en) * | 2015-04-20 | 2016-07-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method for production of liquid rocket fuel in space |
| RU2591131C1 (en) * | 2015-04-20 | 2016-07-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method for production of rocket fuel in conditions of space flight |
| 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 |
| US20170254296A1 (en) * | 2016-03-03 | 2017-09-07 | Daniel Patrick Weldon | Rocket Engine Bipropellant Supply System |
| US11181076B2 (en) * | 2016-03-03 | 2021-11-23 | Kevin Michael Weldon | Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer |
| US10968865B2 (en) | 2016-05-20 | 2021-04-06 | Arianegroup Gmbh | Rocket propulsion system and method for operating a rocket propulsion system |
| US11053892B2 (en) | 2016-05-20 | 2021-07-06 | Arianegroup Gmbh | Method for operating a rocket propulsion system and rocket propulsion system |
| US11143144B2 (en) | 2016-05-20 | 2021-10-12 | Arianegroup Gmbh | Rocket propulsion system and method for operating a rocket propulsion system |
| RU2673640C1 (en) * | 2017-08-16 | 2018-11-28 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Electrolysis rocket engine unit and method of its operation |
| RU2673920C1 (en) * | 2017-10-05 | 2018-12-03 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method for creating a reactive thrust of a manned spacecraft |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9850008B2 (en) | Integrated vehicle fluids | |
| US10738739B2 (en) | Rocket engines systems | |
| US11181076B2 (en) | Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer | |
| RU2215891C2 (en) | Impulse solar rocket engine installation | |
| Pothamsetti et al. | Photovoltaic electrolysis propulsion system for interplanetary CubeSats | |
| EP2602465B1 (en) | Methods and systems for propelling an externally feeded vehicle | |
| Zeledon et al. | Electrolysis Propulsion for CubeSat-Scale Spacecraft | |
| RU2310768C2 (en) | Impulse-action rocket solar oxygen-hydrogen propulsion plant | |
| de Groot et al. | Electrolysis propulsion for spacecraft applications | |
| JP7199416B2 (en) | space propulsion system | |
| Mitlitsky et al. | Water rocket-Electrolysis propulsion and fuel cell power | |
| US11897636B2 (en) | Rocket propulsion system, method, and spacecraft | |
| Leonida et al. | Applications and development of high pressure PEM systems | |
| RU2309092C2 (en) | Orbital filling module | |
| Wrobel et al. | PowerCube (TM)-enhanced power, propulsion, and pointing to enable agile, high-performance CubeSat missions | |
| Landis et al. | Mission Incredible: A Titan Sample Return Using In-Situ Propellants | |
| Ramohalli et al. | Some aspects of space propulsion with extraterrestrial resources | |
| RU2492342C1 (en) | Pumpless cryogenic liquid propellant rocket engine (versions) | |
| RU2728180C2 (en) | Method of bringing to a given interplanetary orbit and a reusable transport-energy module | |
| Holguin | Enabling long duration spaceflight via an integrated vehicle fluid system | |
| Van Der List et al. | Applications for solid propellant cool gas generator technology | |
| Palaszewski et al. | Advanced Propulsion for the Mars Rover Sample Return Mission | |
| RU2729748C1 (en) | Cryogenic orbital filling station | |
| Chivukula | Design, optimization and sizing of a Water Electrolysis Propulsion (WEP) system for CubeSats | |
| EP3670361B1 (en) | Method and power supply system for providing electric energy in a flight vehicle |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20050214 |