Solar thermal propulsion for orbit transfer

Shoji, J. M.; Frye, Patrick

doi:10.2514/6.1988-3171

Cited by 6 publications

(2 citation statements)

References 1 publication

Supporting

Mentioning

Contrasting

Unclassified

Order By: Relevance

“…Высокая стоимость выведения космических аппаратов (КА) на геопереходную (ГПО) или геостационарную орбиты (ГСО) требует внедрения новых технологий в космическом двигателестроении, позволяющих, в частности, использовать солнечную энергию как доступный внешний ресурс для повышения энергосодержания топлива перспективных разгонных блоков (РБ). Разработкой солнечных ракетных двигателей (СТРкД) как средства межорбитальной транспортировки в нашей стране и за рубежом [1][2][3][4][5][6] занимаются достаточно давно. При этом солнечный высокотемпературный источник теплоты (СВИТ) может быть как с прямым нагревом рабочего тела концентрированной солнечной энергией, так и с предварительным тепловым аккумулированием энергии на пассивных участках многовитковой траектории выведения [7][8][9].…”

unclassified

Nonisothermal Concentrator-Absorber System Performances for Solar Thermal Propulsion

Finogenov¹,

Kolomentsev²

2017

HoBMSTU.SME

View full text Add to dashboard Cite

Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) «МАИ», Москва, Российская Федерация Аннотация Ключевые словаРассмотрен солнечный тепловой ракетный двигатель с неравнотемпературной системой концентратор-при-емник в качестве источника мощности с повышенной энергетической эффективностью. Проанализированы тепловые процессы в радиальном приемнике предель-но-неравнотемпературного типа в предположении отсутствия радиального перетекания теплоты, что оправдано для зеркал диаметром более 10 м. Приведе-ны результаты численного интегрирования уравнения распределения температуры по радиусу приемника, разработан алгоритм итерационного расчета темпера-туры водорода на выходе системы концентратор-приемник. Представлена математическая модель си-стемы концентратор-приемник в составе разгонного блока в виде блок-схемы расчета и оптимизации ее характеристик. Предложены регрессионные зависимо-сти для КПД неравнотемпературных систем, уточня-ющие известные формулы применительно к реальным полетным задачам. Показаны диапазоны рациональ-ных характеристик системы концентратор-приемник при выполнении задачи межорбитальной транспорти-ровки с низкой орбиты на геостационарную орбиту Введение. Высокая стоимость выведения космических аппаратов (КА) на геопере-ходную (ГПО) или геостационарную орбиты (ГСО) требует внедрения новых тех-нологий в космическом двигателестроении, позволяющих, в частности, использо-вать солнечную энергию как доступный внешний ресурс для повышения энергосо-держания топлива перспективных разгонных блоков (РБ). Разработкой солнечных ракетных двигателей (СТРкД) как средства межор-битальной транспортировки в нашей стране и за рубежом [1-6] занимаются до-статочно давно. При этом солнечный высокотемпературный источник теплоты (СВИТ) может быть как с прямым нагревом рабочего тела концентрированной солнечной энергией, так и с предварительным тепловым аккумулированием энергии на пассивных участках многовитковой траектории выведения [7][8][9].

show abstract

unclassified

Nonisothermal Concentrator-Absorber System Performances for Solar Thermal Propulsion

Finogenov¹,

Kolomentsev²

2017

HoBMSTU.SME

View full text Add to dashboard Cite

show abstract

“…A large technical database has been developed under solar rocket technology programs with funding from the Air Force, NASA and other agencies since the 1970's. [1][2][3][4][5][6][7][8][9][10] For solar thermal rocket application, a set of largescale, lightweight inflatable parabolic mirrors is to be used to focus solar radiation into the thruster's absorber cavity. The propellant gas, heated by the concentrated solar radiation, achieves specific impulse, Isp, on the order of 850 to 1100 s.…”

Section: Introductionmentioning

confidence: 99%

Solar Thermal Propulsion for Small Spacecraft - Engineering System Development and Evaluation

Nakamura¹,

Krech²,

McClanahan³

et al. 2005

41st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference &Amp;amp; Exhibit

Self Cite

View full text Add to dashboard Cite

Public reporting burden for this collection of information is estimated to average 1 hour per response, including the time for reviewing instructions, searching existing data sources, gathering and maintaining the data needed, and completing and reviewing this collection of information. Send comments regarding this burden estimate or any other aspect of this collection of information, including suggestions for reducing this burden to Department of Defense, Washington Headquarters Services, Directorate for Information PERFORMING ORGANIZATION NAME(S) AND ADDRESS(ES) AND ADDRESS(ES) PERFORMING ORGANIZATION REPORT NUMBERPhysical Sciences Inc 20 New England Business Ctr Andover, MA 01810-1077 SPONSORING / MONITORING AGENCY NAME(S) AND ADDRESS(ES) 10. SPONSOR/MONITOR'S ACRONYM(S)*Air Force Research Laboratory AFRL/VSEA Space Vehicles 3550 Aberdeen Ave SE SPONSOR/MONITOR'S REPORTKirtland AFB, NM 87117-5776 NUMBER(S) DISTRIBUTION / AVAILABILITY STATEMENTApproved for public release; distribution is unlimited. SUPPLEMENTARY NOTESPresented at 41 st AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 10-13 Jul 05, Tucson, Arizona. Government Purpose Rights ABSTRACTThis paper discusses results of a program to develop an innovative solar thermal propulsion system for application to orbit change and mobility for small spacecraft. In this system, solar radiation is collected by the concentrator which transfers the concentrated solar radiation to the optical waveguide cable consisting of low-loss optical fibers. The optical waveguide cable transmits the high intensity solar radiation to the thermal receiver for efficient, high performance thrust generation. Through the course of the preceding program, we have demonstrated the base for the system hardware. This paper discusses results of the program to develop and evaluate an engineering model of the solar thermal propulsion system based on the OW technology. This paper discusses results of a program to develop an innovative solar thermal propulsion system for application to orbit change and mobility for small spacecraft. In this system, solar radiation is collected by the concentrator which transfers the concentrated solar radiation to the optical waveguide cable consisting of low-loss optical fibers. The optical waveguide cable transmits the high intensity solar radiation to the thermal receiver for efficient, high performance thrust generation. Through the course of the preceding program, we have demonstrated the base for the system hardware. This paper discusses results of the program to develop and evaluate an engineering model of the solar thermal propulsion system based on the OW technology. SUBJECT TERMS

show abstract

Green's Function Solution to Heat Transfer of a Transparent Gas Through a Tube

Frankel

1990

Numerical Heat Transfer, Part B: Fundamentals

View full text Add to dashboard Cite

Solar thermal propulsion for orbit transfer

Cited by 6 publications

References 1 publication

Nonisothermal Concentrator-Absorber System Performances for Solar Thermal Propulsion

Nonisothermal Concentrator-Absorber System Performances for Solar Thermal Propulsion

Solar Thermal Propulsion for Small Spacecraft - Engineering System Development and Evaluation

Green's Function Solution to Heat Transfer of a Transparent Gas Through a Tube

Contact Info

Product

Resources

About