Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ) и может быть использовано при разработке двигательных установок перспективных средств межорбитальной транспортировки (СМТ), предназначенных для выведения космических аппаратов (КА) с низких исходных орбит (НИО) на высокоэнергетические орбиты (ВЭО), включая геостационарную (ГСО), или на отлетные от Земли траектории.
Повышение технико-экономической эффективности космических транспортных средств в целом и СМТ (разгонные блоки, транспортные модули и т.п.), в частности, является весьма актуальной проблемой, так как высокая стоимость доставки КА на рабочие орбиты, значительную долю которых (более 50%) составляют аппараты, функционирующие на ВЭО, во многом сдерживает расширение круга задач, решаемых в космосе средствами РКТ.
Применение ракетных двигателей, использующих солнечную энергию для нагрева рабочего тела, как правило водорода, которые по уровню тяги и удельному импульсу тяги занимают промежуточное положение между жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и электроракетными двигателями (ЭРД), в составе двигательных установок СМТ, может, как показывают проведенные исследования, существенно повысить технико-экономическую эффективность СМТ по сравнению с современным уровнем.
Известен солнечный тепловой ракетный двигатель (СТРД), являющийся частью солнечной бимодальной энергодвигательной установки [1], принятый за аналог, содержащий концентратор солнечной энергии с механизмами развертывания и следящей системой, вторичный концентратор, приемник излучения, совмещенный с тепловым аккумулятором-теплообменником, бак с рабочим телом - водородом, систему подачи рабочего тела и сопло. Основным достоинством СТРД с тепловым аккумулятором-теплообменником (ТАТ) достаточно большой емкости является относительно высокий уровень тяги, благодаря чему такой двигатель может быть использован для межорбитальных перелетов по многовитковым многоимпульсным энергетически оптимальным траекториям. Упрощенная схема такой траектории показана на фиг.1. При этом двигатель должен работать в импульсном режиме и на первой фазе выведения включаться в работу на перигейных участках траектории, а на второй фазе - на апогейных участках. Вместе с тем основным недостатком аналога [1] является наличие в его составе крупногабаритных концентраторов солнечного излучения, разворачивающихся в рабочее положение только после выведения на НИО. Допустимое отклонение формы отражающей поверхности концентратора от теоретической параболической формы должно быть около 10 угловых минут, а допустимые ошибки непрерывной в процессе межорбитального перелета ориентации концентратора на Солнце должны составлять не более 20 угловых минут. И при всем этом относительная масса конструкции концентратора с механизмом развертывания в рабочее положение и с поворотным узлами системы ориентации на Солнце должна составлять не более 5 кг/м2. Очевидно, что разработка, изготовление и надежная эксплуатация таких концентраторов представляет собой весьма сложные научные, конструкторские, технологические и материаловедческие проблемы. В настоящее время работы в этом направлении еще не вышли из стадии теоретических исследований и лабораторных экспериментов. Разработка высокоэффективного приемника концентрированного солнечного излучения, интегрированного с ТАТ, также представляет собой комплекс еще не разрешенных научных и технических проблем.
Известен солнечный тепловой ракетный двигатель [2], принятый за прототип, содержащий приемное устройство солнечного излучения, выполненное в виде солнечной батареи (СБ) с фотоэлектрическими преобразователями (ФЭП), ТАТ с встроенным высокотемпературным электронагревателем (ВЭН), питаемый солнечной батареей, камеру двигателя, баки рабочего тела (водорода) и окислителя (кислорода) и системы подачи рабочего тела и окислителя.
Прототип [2] имеет существенное преимущество по сравнению с аналогом [1] . Во-первых, благодаря замене солнечного концентратора солнечной батареей с ФЭП и замене приемника концентрированного солнечного излучения высокотемпературным электрическим нагревателем значительно упрощается разработка, изготовление и эксплуатация двигателя. Во-вторых, использование сжигания рабочего тела (водорода) с кислородом позволяет существенно уменьшить потребный суммарный объем баков рабочего тела и окислителя из-за значительно большей (в 3. .. 4 раза) средней удельной плотности топлива по сравнению с удельной плотностью рабочего тела, что, в свою очередь, значительно снижает потребный объем зоны размещения двигателя под головным обтекателем ракеты-носителя. Кроме того, сжигание рабочего тела позволяет:
- существенно (в 4...5 раз) увеличить тягу двигателя,
- понизить температуру рабочего тела в ТАТ,
- снизить потребную мощность, а следовательно, массу, габариты и стоимость СБ.
Для реализации межорбитального перелета по энергетически оптимальным траекториям и обеспечения размещения орбитального комплекса (КА+СМТ) в ограниченных габаритах под головным обтекателем ракеты-носителя двигатель-прототип [2] на первой (перигейной) фазе межорбитального перелета должен работать на перигейных участках многовитковой траектории выведения в режиме со сжиганием нагретого в ТАТ водорода с кислородом, а на второй (апогейной) фазе перелета - в режиме без сжигания (только на нагретом в ТАТ водороде) при прохождении апогейных участков траектории. Таким образом, кислород практически полностью расходуется на первой фазе перелета.
При выведении КА на наиболее энергоемкую и в то же время широко используемую геостационарную орбиту по традиционной схеме (без "заброса" высоты апогея) периоды обращения витков траектории на первой фазе выведения изменяются от ~1,5 до ~11 часов, а на второй фазе - от ~11 до 24 часов. В связи с этим в конце перигейной и в течение всей апогейной фазы выведения внешние тепловые потоки (от излучения Солнца, от нагретых элементов конструкции и т. п.), проникающие через теплоизоляцию водородного и кислородного баков, возрастают и вызывают рост интенсивности испарения криогенных компонентов и повышение внутрибакового давления. Но в связи с тем, что кислород вырабатывается на первой фазе выведения и что объем и габариты кислородного бака существенно меньше, чем у бака для водорода, то, как показывают проведенные оценки, проблема испарения кислорода не критична и, в крайнем случае, может решаться дренажом небольшой массы кислородного пара без заметного ущерба для энергетической и баллистической эффективности. Критичной является проблема испарения водорода и связанное с этим повышение внутрибакового давления в водородном баке, которое не компенсируется расходом жидкого водорода на относительно коротких участках работы двигателя.
Во избежание этого необходимы либо значительное увеличение внешней теплозащиты и соответствующее увеличение ее массы и габаритов, либо дренаж значительной массы избыточных паров водорода в окружающее пространство, что, очевидно, приводит к ощутимым непроизводительным затратам рабочего тела. В противном случае необходимо повышение прочности, а, следовательно, и массы несущей конструкции водородного бака. Все перечисленные меры в конечном итоге снижают энергетическую и баллистическую эффективность применения прототипа [2].
Кроме того, как показывают проведенные расчеты, оптимальная рабочая энергоемкость ТАТ СТРД при выведении с НИО на ГСО КА массой 1,5...3 т составляет 200. ..300 МДж, и для нагрева таких ТАТ при электрической мощности, потребляемой ВЭН, 10...15 кВт требуется 5...6 часов. Таким образом в конце первой фазы выведения и в течение всей второй фазы орбитальные периоды траекторных витков значительно превышают время, потребное для зарядки ТАТ, и в связи с этим располагаемая энергия СБ в этих случаях используется не полностью.
В [2] не нашли отражение такие важные вопросы, как обеспечение высокой полноты сгорания в относительно малоразмерной камере и соответственно обеспечение минимальных потерь удельного импульса тяги двигателя, и как обеспечение надежного многократного запуска двигателя (более 100) в условиях невесомости и не рассмотрен такой актуальный вопрос, как возможность создания унифицированного СТРД с целью его эффективного использования в комплексе с ракетами-носителями различной грузоподъемности, стартующими с космодромов, расположенных на географических широтах от 0o (экватор) до 63o с. ш. (Плесецк).
Задача настоящего изобретения состояла в разработке СТРД, который был бы свободен от вышеперечисленных недостатков прототипа [2].
Эта задача решена следующим путем. СТРД, содержащий приемное устройство солнечного излучения в виде солнечной батареи, тепловой аккумулятор-теплообменник с высокотемпературным электронагревателем, питаемым солнечной батареей, баки с жидким водородом и кислородом, системы подачи водорода и кислорода, камеру двигателя, снабжен компрессором и ресивером газообразного водорода, установленными на линии отбора испарившегося водорода из водородного бака, газификатором кислорода, установленным после электронасоса на линии подачи кислорода в камеру двигателя и на линии подачи водорода из тракта охлаждения камеры двигателя в тепловой аккумулятор-теплообменник, и размещенным после кислородного электронасоса на линии подачи кислорода в камеру двигателя ресивером газообразного кислорода с электроподогревателем, питаемым электроэнергией от солнечной батареи. СТРД также может иметь в своем составе дополнительные водородные электронагревные двигатели, питаемые электроэнергией солнечной батареи и установленные на линии отбора испарившегося водорода после водородного ресивера. Кроме того, электронасос жидкого кислорода, входящий в составе СТРД, может быть выполнен с регулируемым расходом в широком диапазоне.
Способ работы СТРД, включающий подачу кислорода и водорода в камеру двигателя при его работе в режимах со сжиганием "холодного" (водород считается "холодным", если его температура на входе в камеру двигателя не превышает 400К) или нагретого в тепловом аккумуляторе-теплообменнике "горячего" водорода (водород считается "горячим" после его нагрева в ТАТ до температуры, например, большей 1200К) с кислородом и подачу водорода в камеру двигателя при его работе в режиме на "горячем" водороде без его сжигания, а также периодический нагрев теплового аккумулятора-теплообменника электроэнергией от солнечной батареи, обеспечивающий работу камеры двигателя на "горячем" водороде, имеет следующие отличительные признаки.
Подачу водорода и кислорода в камеру двигателя при запусках и работе двигателя на всех режимах осуществляют в газовых фазах. Запуск двигателя в режиме работы со сжиганием "холодного" водорода производят, забирая из предварительно заполненных водородного и кислородного ресиверов необходимое для запуска количества водорода и кислорода, причем кислород подают в камеру двигателя непосредственно из ресивера, а водород перед подачей в камеру двигателя пропускают через тракт охлаждения камеры двигателя, газификатор кислорода и "холодный" тепловой аккумулятор-теплообменник. Запуск двигателя в режим работы со сжиганием "горячего" водорода осуществляют, забирая необходимое количество кислорода из бака в жидком виде, и перед подачей в камеру двигателя нагревают и газифицируют его в кислородном ресивере, а необходимый для запуска водород забирают из водородного ресивера, который пополняют парами водорода, откачивая их из водородного бака компрессором, и перед подачей в камеру двигателя пропускают последовательно через тракт охлаждения камеры двигателя, газификатор кислорода и "горячий" тепловой аккумулятор-теплообменник. Запуск двигателя в режиме работы на "горячем" водороде без его сжигания производят забором нужного количества водорода из соответствующего ресивера и его подачей в камеру двигателя тем же путем, что и при запуске двигателя в режиме со сжиганием "горячего" водорода.
Кислород, необходимый для работы двигателя в режимах со сжиганием "холодного" или "горячего" водорода, забирают их бака в жидком виде и перед подачей в камеру двигателя газифицируют путем его нагрева водородом, прошедшим тракт охлаждения камеры двигателя, а водород, необходимый для работы двигателя на всех трех режимах, забирают из бака в жидком виде и из ресивера в газовой фазе и перед подачей в камеру двигателя нагревают и полностью газифицируют, пропуская через тракт охлаждения камеры двигателя, охлаждают в газификаторе кислорода при работе двигателя в режимах со сжиганием "холодного" или "горячего" водорода и в зависимости от режима работы двигателя пропускают через "холодный" или "горячий" тепловой аккумулятор-теплообменник.
Кроме того, в определенные промежутки времени, в течение которых не требуется потребление электроэнергии от солнечной батареи на нагрев теплового аккумулятора-теплообменника, часть водорода в газовой фазе может быть подана из ресивера в электронагревные двигатели с одновременным подключением к этим двигателям электропитания от солнечной батареи. Изобретение поясняется чертежами.
На фиг.1 представлена схема межорбитального перелета разгонного блока с СТРД.
На фиг.2 изображена схема предлагаемого СТРД.
На фиг.3 изображена схема СТРД с электронагревными двигателями.
Согласно изобретению двигатель (фиг.2) содержит солнечную батарею (СБ) 1, электрический регулятор 2, высокотемпературный электронагреватель (ВЭН) 3, тепловой аккумулятор-теплообменник (ТАТ) 4, камеру двигателя (КД) 5, бак с жидким водородом 6, бак с жидким кислородом 7, систему подачи жидкого водорода с электронасосом 8, клапанами, трубопроводами и т.п., систему подачи жидкого кислорода с электронасосом 9 (кислородом электронасосом), клапанами, трубопроводами и т.п., водородный компрессор 10, ресивер газообразного водорода 11, газификатор жидкого кислорода 12, ресивер газообразного кислорода с электроподогревателем 13. На фиг.2 и фиг.3 стрелками обозначены направления движения кислорода (О2) и водорода (H2) в газовой (с индексом "г") и жидкой (с индексом "ж") фазах.
Двигатель в процессе межорбитального перелета (см. фиг.1) работает последовательно на трех режимах: со сжиганием "холодного" водорода с кислородом, со сжиганием "горячего" водорода с кислородом и на "горячем" водороде без его сжигания. После выведения орбитального комплекса (ОК) ракетой-носителем (РН) на низкую близкую к круговой орбиту высотой ~200 км и отделения последней ступени РН СБ1 остается в сложенном состоянии, во избежание торможения ОК из-за относительно высокой плотности атмосферы, и не питает электроэнергией ВЭН3. Поэтому ТАТ4 находится в холодном состоянии. На этой орбите в определенный момент времени осуществляется первое включение двигателя в работу на режиме со сжиганием "холодного" водорода, для чего водород в газовой фазе из заранее заполненного, например, перед стартом, ресивера 11 подается по линии подачи водорода последовательно через тракт охлаждения КД5, газификатор кислорода 12 и "холодный" ТАТ4 в КД5. Одновременно с этим в КД5 подается в газовой фазе кислород из также заранее заполненного ресивера 13. Воспламенение этих компонентов в данном случае может осуществляться, например, электроискровым способом. Массовое соотношение расходов кислорода и водорода на этом режиме Кm=5...6. После запуска двигателя возникает осевая перегрузка, в результате чего жидкие водород и кислород в баках 6 и 7 приливают к заборным устройствам, что обеспечивает работу электронасосов 8 и 9.
После запуска работа двигателя осуществляется подачей водорода и кислорода в КД 5 также в газовых фазах. При этом жидкий водород из бака 6 насосом 8 подается в тракт охлаждения КД 5, где газифицируется и нагревается примерно до (350...400) К, затем подается в горячий контур газификатора кислорода 12 и далее через ТАТ4 поступает в КД5, а жидкий кислород из бака 7 насосом 9 подается в газификатор 12, где подогревается водородом и газифицируется, после чего поступает в КД5. Продукты сгорания водорода с кислородом, истекая из камеры двигателя, создают тягу в течение заданного времени, после чего двигатель выключается путем прекращения подачи водорода и кислорода.
В результате получения первого импульса тяги ОК движется по эллиптической траектории с высотой апогея ~400 км. В районе этого апогея осуществляется второе включение двигателя и его работа в режиме сжигания "холодного" водорода по вышеописанной схеме. После второго импульса тяги ОК переходит на круговую орбиту высотой ~400 км. На этой орбите СБ 1 развертывается в рабочее положение и в процессе пассивного движения ОК питает электроэнергией через регулятор 2 ВЭН 3, который заряжает ТАТ 4 тепловой энергией в течение нескольких часов.
После того, как ТАТ 4 воспримет от ВЭН 3 требуемое количество тепловой энергии и нагреется до заданной температуры, в определенный момент времени осуществляется первое включение двигателя на режиме со сжиганием "горячего" (нагретого в ТАТ 4) водорода. При этом Km может быть установленным от ~5 до ~ 2. В данном случае запуск и работа двигателя на заданном режиме осуществляется по той же схеме, что и в случае работы со сжиганием "холодного" водорода, за исключением того, что ресивер 11 наполнен водородом путем откачки из бака 6 компрессором 10 паров водорода, а ресивер 13 наполнен кислородом подачей его в жидком виде из бака 7 насосом 9 с последующим его испарением за счет электроподогрева и что водород перед подачей в КД5 нагревается до высокой температуры в ТАТ4, благодаря чему водород и кислород при смешении в КД5 самовоспламеняются.
После первого импульса тяги при работе двигателя в режиме сжигания "горячего" водорода ОК совершает движение на первом эллиптическом витке траектории межорбитального перелета. После зарядки ТАТ4 в процессе пассивного движения ОК на этом витке при подходе к перигейному участку производится второе включение двигателя. Такой процесс многократно повторяется вплоть до полной выработки запаса кислорода из бака 7 и завершения первой (перигейной) фазы выведения.
На второй фазе выведения двигатель работает в основном при движении ОК на апогейных участках на "горячем" водороде, нагретом в ТАТ4, без его сжигания. В этом случае многократный запуск осуществляется путем подачи газообразного водорода из ресивера 11 последовательно через тракт охлаждения КД5, газификатор кислорода 12 и прогретый ТАТ4 в КД5, истекая из которой нагретый водород создает тягу и, следовательно, осевую перегрузку, необходимую для нормальной работы насоса 8. После запуска двигателя водород, забираемый из бака 6 насосом 8, подается в КД5 тем же путем, что и при работе двигателя в режиме со сжиганием "горячего" водорода. Последний импульс тяги двигатель выдает перед выходом ОК на заданную ВЭО (в рассматриваемом случае - на ГСО).
Таким образом, наличие в составе СТРД водородного и кислородного ресиверов, давление в которых превышает давление в камере двигателя, обеспечивает простой и надежный многократный запуск двигателя в условиях невесомости, а наличие газификатора кислорода обеспечивает при работе в режиме со сжиганием высокую полноту сгорания, малые потери удельного импульса тяги и возможность эффективной работы КД 5 в широком диапазоне Km от ~5 до ~2.
Ресивер 11 периодически пополняется испаренным в баке 6 водородом, который отбирается с помощью компрессора 10 и нагнетается в ресивер под относительно высоким давлением, например, 3...4 МПа. Таким путем решается задача минимизации давления в водородном баке без непроизводительных потерь водорода на дренаж в окружающую среду.
Ресивер 13 также периодически пополняется кислородом, который подается в ресивер в жидком виде насосом 9, подогревается электронагревателем, встроенным в ресивер 13 и получающим электроэнергию от СБ 1 через регулятор 2, и испаряется. Давление в заполненном ресивере 13 поддерживается примерно таким же, как и в ресивере 11.
Для увеличения полноты использования солнечной энергии для нагрева водорода, повышения среднеинтегрального удельного импульса тяги и сокращения времени межорбитального перелета в состав СТРД могут быть введены электронагревные двигатели (ЭНД) малой тяги 14 (например, два), которые работают на газообразном водороде, подаваемом из водородного ресивера. Схема такого СТРД приведена на фиг. 3. ЭНД включаются в работу и потребляют основную часть электроэнергии СБ1 через регулятор 2 в конце первой и в течение всей второй фазы выведения на тех участках траектории, на которых ВЭН3 не потребляет электроэнергию для зарядки ТАТ4. Введение в состав СТРД ЭНД 14, в которых температура нагрева водорода может достигать 2400 К, обеспечивает высокоэффективное использование значительной части испаренного в баке 6 водорода, что увеличивает среднеинтегральный удельный импульс тяги СТРД и создает дополнительные импульсы тяги, что, в свою очередь, сокращает время межорбитального перелета.
Унификация СТРД может быть достаточно просто обеспечена, если в составе двигателя будет использоваться кислородный насос 9 с регулируемым в широких пределах расходом за счет, например, соответствующего регулирования электропривода. Как показывают проведенные расчеты, унифицированный двигатель должен во всех случаях использоваться с полностью заправленным водородным баком. При запусках КА на ГСО с космодромов, расположенных на высоких широтах (например, космодром Плесецк) является выгодным, чтобы унифицированный двигатель работал в режиме сжигания "горячего" водорода при больших значениях Кm~5, кислородный бак заправлялся полностью, а кислородный насос настраивался на максимальный расход. И, наоборот, при запусках с низких широт (например, космодром Куру) выгодна работа унифицированного двигателя в указанном режиме при малых значениях Кm=2...3 и соответственно при неполной заправке кислородного бака и настройке кислородного насоса на пониженный расход. По мере роста грузоподъемности применяемых РН выгодно также повышать Km и соответственно увеличивать заправку кислородного бака и расход кислородного насоса.
Оценка эффективности предлагаемого СТРД в составе СМТ проводилась применительно к задаче выведения КА на ГСО в комплексе с перспективной РН грузоподъемностью на НИО при старте с космодрома Плесецк ~11 т при следующих исходных данных:
- электрическая мощность СБ, потребляемая ВЭН для нагрева теплового аккумулятора-теплообменника - 17 кВт;
- температура нагрева водорода в ТАТ при работе в режиме со сжиганием "горячего" водорода - 1500 К, а при работе на "горячем" водороде без его сжигания - 2000 К;
- рабочая энергоемкость ТАТ - 300 МДж при работе в режиме со сжиганием "горячего" водорода и - 450 МДж при работе на "горячем" водороде без его сжигания;
- температура нагрева водорода в ЭНД - 2400 К;
- соотношение компонентов при работе двигателя в режимах со сжиганием "холодного" и "горячего" водорода Кm=5;
- рабочий запас водорода - 2500 кг;
- рабочий запас кислорода - 4125 кг;
- удельный импульс тяги КД при работе в режиме со сжиганием "холодного" водорода - 462 с, при работе со сжиганием "горячего" водорода - 511 с, а при работе на "горячем" водорода без сжигания - 750 с;
- количество ЭНД - 2;
- электрическая мощность СБ, потребляемая одним ЭНД - 8,5 кВт;
- удельный импульс тяги ЭНД - 810 с;
- удельный теплоприток к водороду в баке - 1,5 Вт/м2;
- расход водорода при работе КД на всех режимах одинаков и равен 0,026 кг/с;
- расход кислорода при работе КД в режимах со сжиганием "холодного" и "горячего" водорода - 0,13 кг/с;
- расход водорода в двух ЭНД - 0,000462 кг/с;
- рабочее давление в кислородном и водородном баках - 0,2 МПа.
При таких условиях использование предлагаемого (фиг.3) СТРД в составе СМТ позволит выводить на ГСО КА массой ~2820 кг при длительности межорбитального перелета около 49 суток. При этом среднеинтегральный удельный импульс тяги СТРД равен 601,5 с, а количество испарившегося в баке водорода, эффективно использованного для создания импульсов тяги, составляет около 850 кг.
В случае отсутствия в составе СТРД ЭНД (схема на фиг.2), когда весь испарившийся водород расходуется через КД5, среднеинтегральный удельный импульс тяги равен 593,5 с, т.е. на ~1,3% меньше, чем в предыдущем варианте. При этом масса КА на ГСО снизилась незначительно (на ~30 кг), но время межорбитального перелета увеличилось до ~90 суток, т.е. почти вдвое.
Использование предлагаемого СТРД в составе СМТ вместо современных и перспективных ЖРД позволит увеличить массу КА, выводимого на ГСО, в 1,5...2 раза. При этом просто и надежно обеспечивается многократный запуск СТРД в невесомости, высокая полнота сгорания (при работе в режимах со сжиганием водорода) и эффективное использование испарившегося от внешних теплопритоков водорода.
Предлагаемый СТРД может эффективно использоваться как унифицированный двигатель в составе СМТ в комплексе с РН грузоподъемностью на НИО от 7 до 23 т, стартующих с различных космодромов.
Источники информации
1. P. Frye, G.Law. Solar Bimodal Mission and Operational Analysis. Space Technology and Applications International Forum (STAIF-96). 13th Symposium on Space Nuclear Power and Propulsion, 7-11 January 1996. Albuquerque, USA. American Institute of Physics, 1996.
2. Патент РФ на изобретение 2126493 "Солнечный тепловой ракетный двигатель". Приоритет от 18.03.98, патентообладатель ФГУП Центр Келдыша.
Изобретение предназначено для использования в двигательных установках межорбитальных транспортных средств. Солнечный тепловой ракетный двигатель (СТРД) с электронагревным тепловым аккумулятором/теплообменником, питаемым солнечной батареей, содержащий баки с жидкими водородом и кислородом, системы подачи водорода и кислорода и камеру двигателя, снабжен компрессором и ресивером газообразного водорода, газификатором кислорода и ресивером газообразного кислорода с электроподогревателем. Кроме того, СТРД может содержать в своем составе водородные электронагревные двигатели (ЭНД) малой тяги. Основная особенность способа работы СТРД, работающего в режимах со сжиганием "холодного" или "горячего" водорода, а также на "горячем" водороде без его сжигания, состоит в том, что запуски и работа двигателя на всех режимах осуществляют подачей в камеру двигателя кислорода и водорода в газовых фазах и что водород, испарившийся в баке из-за внешних теплопритоков, откачивается из бака компрессором в водородный ресивер и используется для запусков двигателя. Изобретение позволяет обеспечить высокую полноту сгорания и малые, потери удельного импульса тяги, простой и надежный многократный запуск в невесомости, эффективное использование паров водорода и минимизацию давления в водородном баке, а при наличии в составе СТРД ЭНД - высокую полноту использования солнечной энергии для нагрева водорода и сокращение времени межорбитального перелета. 2 с. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
| СОЛНЕЧНЫЙ ТЕПЛОВОЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ | 1998 |
|
RU2126493C1 |
| СОЛНЕЧНЫЙ ТЕПЛОВОЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ | 1990 |
|
RU2028503C1 |
| ПРИСПОСОБЛЕНИЕ ДЛЯ ЗАПРАВКИ БОБИН ДЛЯ БУМАГИ | 1932 |
|
SU32918A1 |
| US 3721093 А, 20.03.1973 | |||
| Устройство для обработки материалов СВЧ энергией | 1982 |
|
SU1140272A1 |
| US 5228293 А, 20.07.1993 | |||
| US 5027596 А1, 02.07.1991. | |||
