Способ реактивного движения и устройство для его осуществления в виде ракетного двигателя

 

Изобретение предназначено для использования в космической технике. Реактивную тягу Т создают с применением рабочего тела (РТ) в виде жидкости, пара и электромагнитного излучения. Жидкое РТ нагревают в парогенераторе 1 и через сопло 2 направляют в газонепроницаемый баллон 3, стенки которого выполняют из теплопроводного несмачиваемого жидким РТ материала. Стенка баллона, примыкающая к соплу, выполнена в виде рефлектора 6, а противоположная дефлектору стенка 7 баллона выполнена из прозрачного для электромагнитного излучения материала. За выходом из сопла установлен симметричный оси 0-0 сопла направляющий элемент (НЭ), при помощи которого обеспечивают отклонение выходящей из сопла струи пара РТ равномерно в боковые стороны с одновременным его расширением в связи с движением в радиальных направлениях относительно оси 0-0. Полость баллона при помощи насоса 4, установленного против сопла, и трубопровода 5 сообщается с парогенератором. Тепловую энергию от РТ в виде электромагнитных волн излучают из полости баллона при помощи рефлектора 6 через прозрачную стенку 7 баллона. Движение струи РТ из сопла и излучение электромагнитных волн из полости баллона направляют в одну общую сторону. Изобретение позволяет создать реактивную тягу. 2 с. и 4 з.п.ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам, в частности к способам создания реактивной тяги и ракетным двигателям, осуществляющим этот способ реактивного движения, и может быть использовано на космических кораблях.

Известен способ реактивного движения, при котором используют двигатель прямой реакции и создают силу тяги в результате истечения из него реактивной струи (Политехнический словарь под ред. академика Ишлинского А.Ю. - М.: Советская энциклопедия, - 1980, с. 441).

Наиболее близким к заявленному по совокупности признаков является способ осуществления реактивного движения, применяемый в ядерных ракетных двигателях, при котором используют энергию вытекающего из сопла парообразного рабочего тела, нагрев и испарение которого производят за счет применения источника энергии длительного действия, использующего цепную ядерную реакцию, и при этом приводят в движение систему, содержащую ракетный двигатель (см. там же, с. 629 и рисунок к статье).

Применение указанного способа реактивного движения связано с выбросом рабочего тела в окружающее пространство, что определяет кратковременность осуществления способа.

Известен воздушно-реактивный двигатель, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло (см. там же, с. 89).

В этом двигателе для сжигания топлива используют кислород, входящий в состав атмосферного воздуха, что не позволяет использовать двигатель в космическом пространстве.

Наиболее близким к заявленному по совокупности признаков является ядерный реактивный двигатель, содержащий парогенератор с источником энергии длительного действия, например, с ядерным реактором, жидкое рабочее тело, способное при нагревании превращаться в пар (газ), насос, сообщающийся с трубопроводом для перемещения жидкого рабочего тела, сопло (см. там же, с. 629 и рисунок к статье).

Этот двигатель имеет недостаток, заключающийся в безвозвратной потере рабочего тела при выбросе его в парообразном (газообразном) состоянии в окружающее пространство, что определяет кратковременность использования реактивного двигателя, а также обуславливает быстрый его износ в связи с форсированным режимом работы, что связано с необходимостью получения максимально возможного суммарного импульса при ограниченной массе рабочего тела.

Предлагаемое изобретение по способу реактивного движения и устройству для его осуществления в виде ракетного двигателя позволяет получить технический результат, заключающийся в обеспечении возможности осуществления продолжительной по времени работы ракетного двигателя с устранением необходимости работы в форсированном режиме с одновременным созданием постоянной искусственной тяжести на космическом корабле.

Указанный технический результат по способу реактивного движения достигается тем, что в ракетном двигателе используют энергию вытекающего из сопла парообразного рабочего тела, нагрев и испарение которого из жидкого состояния производят за счет применения источника энергии длительного действия, использующего цепную ядерную реакцию, например, ядерного реактора, и при этом приводят в движение систему, содержащую ракетный двигатель, например, космический корабль. Согласно изобретению рабочее тело в ракетном двигателе используют путем его преобразования в жидкое и парообразное состояние и электромагнитное излучение, при этом обеспечивают непрерывную циркуляцию рабочего тела в виде жидкости и пара в замкнутой круговой системе ракетного двигателя, включающей парогенератор, сопло, направляющий элемент, газонепроницаемый баллон, насос и трубопровод, связывающий полость баллона с парогенератором, содержащим источник энергии длительного действия, в парогенераторе жидкое рабочее тело нагревают и превращают в пар, который через сопло с ускорением направляют в полость баллона, где под воздействием внутреннего давления в струе пара и путем использования направляющего элемента обеспечивают его расширение и изменяют при этом направление движения и действия импульса во все стороны, сопутствующее расширению охлаждение используют для конденсации пара на поверхности направляющего элемента и в полости баллона, оседающий на стенки баллона конденсат рабочего тела дополнительно охлаждают на теплопроводных не смачиваемых жидким конденсатом стенках баллона, обеспечивают движение капель конденсата в сторону насоса за счет остаточной кинетической энергии и инерционных сил, возникающих при ускорении космического корабля, и при помощи насоса по трубопроводу жидкое рабочее тело направляют в парогенератор, обеспечивая последовательное осуществление указанных преобразований жидкого и парообразного рабочего тела без выхода его в окружающее пространство, при этом нагрев парообразного рабочего тела производят до температуры, позволяющей его конденсацию при расширении на поверхности направляющего элемента и в полости баллона, тепловую энергию, сопутствующую охлаждению и конденсации рабочего тела, выводят из полости баллона в окружающее пространство через теплопроводные стенки баллона и путем оптического электромагнитного излучения, направляемого в пространство через прозрачную для излучения противоположную соплу стенку баллона с использованием размещенного за соплом рефлектора, за счет чего создают реактивную тягу, при этом струю рабочего тела из сопла и электромагнитное излучение направляют в одну сторону, противоположную направлению движения космического корабля.

При осуществлении указанного способа реактивного движения применяют термодинамический цикл, который включает изотермический процесс подачи при помощи насоса жидкого конденсата рабочего тела из баллона в парогенератор, изобарический процесс нагревания и испарения рабочего тела в парогенераторе, первый адиабатический процесс при истечении с ускорением парообразного рабочего тела через сопло, второй адиабатический процесс расширения во все стороны, охлаждения и конденсации рабочего тела в жидкое состояние на поверхности направляющего элемента и в полости баллона и изобарический процесс дополнительного охлаждения жидкого конденсата рабочего тела за счет отвода теплоты через теплопроводные стенки баллона.

Ракетный двигатель, предназначенный для осуществления указанного способа реактивного движения, содержит парогенератор с источником энергии длительного действия, например, с ядерным реактором, жидкое рабочее тело, способное при нагревании превращаться в пар, насос, сообщающийся с трубопроводом для перемещения жидкого рабочего тела, и сопло. Согласно изобретению ракетный двигатель снабжен баллоном, стенки которого выполнены из газонепроницаемого теплопроводного и не смачиваемого жидким конденсатом рабочего тела материала, полость баллона изолирована от окружающей среды и с одной стороны сообщается с соплом, а с противоположной стороны - с насосом, который соединен с трубопроводом, связывающим баллон с парогенератором, за выходом из сопла установлен симметричный оси сопла направляющий элемент, обеспечивающий отклонение выходящей из сопла струи пара равномерно в боковые стороны с одновременным его расширением, часть стенок баллона, примыкающих к соплу, имеет симметричную оси сопла вогнутую форму, и внутренняя их поверхность выполнена в виде рефлектора с возможностью направленного в одну сторону оптического электромагнитного излучения с созданием при этом реактивной тяги, что обеспечивают тем, что противоположная соплу стенка баллона выполнена из прозрачного для электромагнитного излучения материала, при этом отраженное рефлектором излучение и вытекающая из сопла струя рабочего тела направлены в одну сторону, противоположную направлению движения космического корабля.

Направляющий элемент ракетного двигателя выполнен в виде тела с конусообразной боковой поверхностью, ось симметрии которой размещена на продолжении оси сопла, вершина обращена в сторону сопла, а образующие боковой конусообразной поверхности имеют вогнутую в сторону оси форму.

В качестве рабочего тела в ракетном двигателе используется вещество, способное после выхода из сопла в парообразном состоянии и при последующем расширении и понижении температуры изменять агрегатное состояние и конденсироваться из парообразного в жидкое состояние при температуре выше температуры окружающей среды, в которой находится баллон.

В состав рабочего тела входят ядра конденсации, в том числе в виде корпускул.

В полости баллона содержится только рабочее тело в виде пара и его жидкого конденсата.

На схеме, приведенной на фиг. 1, показано в общем виде осуществление способа реактивного движения на примере соответствующего устройства в виде ракетного двигателя, где сопло двигателя и баллон даны в разрезе по осевой фронтальной плоскости, короткими стрелками с более толстыми линиями показано направление движения рабочего тела, а длинными стрелками с тонкими линиями - преимущественное направление теплового излучения от рабочего тела при его охлаждении и конденсации. На фиг. 2 приведена диаграмма термодинамического цикла непрерывных прямых круговых процессов в системе координат давление - температура, протекающих в ракетном двигателе при осуществлении предложенного способа реактивного движения.

Предложенный способ реактивного движения характеризуется использованием устройства для его осуществления в виде ракетного двигателя, на примере работы которого будет дано описание этого способа.

Устройство для осуществления способа реактивного движения в виде ракетного двигателя (см. фиг. 1) содержит парогенератор 1 с источником энергии длительного действия, использующего цепную ядерную реакцию, например, ядерным реактором или радиоизотопным источником тепловой энергии (см. [2], с. 429). С парогенератором сообщается сопло 2, которое в свою очередь сообщается с полостью баллона 3, стенки которого выполнены из газонепроницаемого, теплопроводного и не смачиваемого жидким конденсатом рабочего тела гладкого материала, изолирующего полость баллона от окружающей среды помимо возможности обмена электромагнитной энергией. На противоположной соплу 2 стенке баллона 3 установлен насос 4, заборный патрубок которого сообщается с полостью баллона, а нагнетающий (напорный) патрубок соединен с трубопроводом 5, другой конец которого сообщается с парогенератором 1. Внутренние стенки баллона имеют плавные очертания от выхода из сопла 2 до заборного патрубка насоса 4. Часть стенок баллона, примыкающих к соплу, имеют симметричную оси О-О сопла вогнутую форму, и внутренняя их поверхность выполнена в виде рефлектора 6 (на схеме фиг. 1 изображение рефлектора дано двойной линией - непрерывной и тонкой прерывистой) с возможностью направленного в одну сторону отражения оптического, преимущественно инфракрасного, излучения с созданием при этом реактивной тяги. Отраженное рефлектором электромагнитное излучение и вытекающая из сопла струя рабочего тела направлены в одну сторону, противоположную направлению движения космического корабля. Рабочим телом в ракетном двигателе является обладающее массой вещество и электромагнитные волны, в том числе в виде тепловой энергии, направленно излучаемые в пространство. Противоположная соплу 2 часть стенок 7 баллона выполнена из прозрачного для электромагнитного излучения материала. За выходом из сопла 2 при помощи крепежных деталей 8 установлен симметричный оси О-О сопла направляющий элемент 9, обеспечивающий отклонение выходящей из сопла струи пара рабочего тела равномерно в боковые стороны с одновременным его расширением при движении в радиальных направлениях относительно оси О-О сопла.

В качестве рабочего тела, обладающего массой, в ракетном двигателе используется вещество, способное после выхода из сопла в парообразном состоянии и при последующем расширении и понижении температуры изменять агрегатное состояние и конденсироваться из парообразного в жидкое состояние при температуре выше температуры окружающей среды, в которой находится баллон (например, вода, аммиак, фреоны, щелочные металлы, ртуть и др.).

В состав рабочего тела ракетного двигателя входят ядра конденсации, в том числе в виде корпускул, не растворимых в жидком рабочем теле и не испаряющихся при нагревании.

В полости баллона 3 во время работы двигателя содержатся только пары и конденсат рабочего тела.

Приведенное устройство в виде ракетного двигателя осуществляет предложенный способ реактивного движения следующим образом.

Жидкое рабочее тело в парогенераторе 1 нагревают, превращают в пар и направляют в сопло 2, через которое рабочее тело движется с ускорением, что приводит к возрастанию его импульса (количества движения) и связанному с этим появлению реактивной силы (тяги)Т, поскольку величина реактивной тяги равна импульсу вытекающего из сопла рабочего тела (Элементарный учебник физики под редакцией академика Ландсберга Г.С., М.: Наука, т. 1, 1971, с. 404). Вышедшая из сопла свободная струя парообразного рабочего тела обладает внутренним давлением, под действием которого струя расширяется с изменением направления векторов ее частиц, в том числе в радиальных направлениях относительно оси О-О сопла. Установленный за выходом из сопла 2 направляющий элемент 9 обеспечивает дополнительное равномерное во все стороны расширение и упорядоченное движение струи парообразного рабочего тела в радиальных направлениях относительно оси О-О сопла. Это приводит к возникновению давления F₂ на боковые стенки баллона с соответствующим уменьшением воздействия импульса струи рабочего тела на направляющий элемент 9. При этом импульс струи рабочего тела, возникающий при движении рабочего тела через сопло и создающий реактивную тягу Т, воздействует на направляющий элемент 9 с силой F₁ и на боковые стенки баллона с равнодействующими силами F₂. Векторы сил F₂ направлены перпендикулярно оси О-О сопла, и эти силы равномерно действуют во все стороны от оси. С учетом направления векторов сил F₁ и F₂ первая из них противодействует тяге Т, а вторая не оказывает влияния на эту тягу. Сила F₁ примерно в два раза меньше реактивной тяги Т, поскольку внутреннее давление в вышедшей из сопла струе рабочего тела и направляющий элемент 9 совокупно изменяют направление движения струи примерно на угол в 90^o. При этом имеется в виду, что полное противодействие реактивной тяге Т могло бы быть создано только при полном торможении вышедшей из сопла струи рабочего тела преградой, перпендикулярной оси сопла и направлению движения струи, или при повороте этой струи в противоположном направлении, т.е. на 180^o, что в предложенном ракетном двигателе не имеет места.

Из вышесказанного следует, что при истечении парообразной струи рабочего тела из сопла и взаимодействии этой струи с направляющим элементом 9 ракетный двигатель обеспечит создание эффективной реактивной тяги, равной разности между полной реактивной тягой Т, возникающей при истечении рабочего тела из сопла, и силой F₁, с которой струя рабочего тела воздействует на направляющий элемент 9.

Расширение парообразного рабочего тела под действием внутреннего давления в струе после выхода из сопла и при движении в радиальных направлениях относительно оси O-O сопла по поверхности направляющего элемента 9 приводит к его охлаждению и конденсации (см., например, указанный выше учебник под редакцией академика Ландсберга Г.С., с. 610). Осевший на стенки баллона жидкий конденсат рабочего тела дополнительно охлаждают за счет отвода теплоты через теплопроводные стенки в окружающее пространство.

Для повышения надежности конденсации рабочего тела в его состав вводят ядра конденсации (см. [2], с. 235/2). При этом нагрев варообразного рабочего тела производят до температуры, позволяющей его конденсацию при расширении в полости баллона и при движении в радиальных направлениях по поверхности направляющего элемента.

Несмачиваемость внутренних стенок оболочки баллона жидким конденсатом рабочего тела обеспечивает возможность беспрепятственного движения капель конденсата по стенкам баллона за счет остаточного импульса и ускорения космического корабля при работе двигателя, улучшения теплопередачи и увеличения теплового потока через стенки баллона при отсутствии на ней пленки жидкого конденсата рабочего тела с малой теплопроводностью (см. [1], с. 746/2 и 747/3).

Насос 4, установленный в стороне баллона 3, противоположной соплу 2, перемещает жидкий конденсат рабочего тела по трубопроводу 5 в парогенератор. При этом обеспечивается непрерывная циркуляция рабочего тела по замкнутой круговой системе, включающей парогенератор 1, сопло 2, направляющий элемент 9, баллон 3, насос 4, трубопровод 5, без выброса рабочего тела в окружающее пространство.

Тепловую энергию, сопутствующую охлаждению и конденсации рабочего тела, выводят из полости баллона 3 в окружающее пространство через теплопроводные стенки баллона, а также путем электромагнитного, в том числе инфракрасного, излучения (см. [2], с. 345/2), направляемого в пространство через прозрачную для излучения противоположную стенку 7 баллона с использованием размещенного за соплом рефлектора 6. За счет этого создают реактивную тягу, обеспечивающую реактивное движение, подобно тому, как это имеет место у фотонного двигателя (см. [2], с. 569/1). При этом струю парообразного рабочего тела из сопла и рабочее тело в виде электромагнитного излучения направляют в одну сторону, противоположную направлению движения космического корабля.

Все сказанное выше находится в полном соответствии с законами термодинамики.

В разработке общих основ термодинамики и в развитии ее технических приложений важную роль играет исследование циклов термодинамических круговых процессов, осуществляемых термодинамической системой (см. [1], с. 845/2, 3). В наиболее информативной форме эти циклы представлены на диаграммах термодинамических процессов (см. например, [1], с. 244/2).

Осуществляемый в предложенном способе термодинамический цикл, обеспечивающий реактивное движение, представлен в качестве примера на диаграмме в системе координат р-Т (давление-температура) на схеме фиг. 2. Цикличность данного процесса обусловлена повторяющимся возвратом в исходное положение и многократным использованием одного и того же рабочего тела с последовательным его нагреванием и охлаждением с соответствующим изменением агрегатного состояния при создании реактивной тяги.

Отрезок изотермы А-Б изображает подачу жидкого конденсата рабочего тела из баллона 3 в парогенератор 1 при практически неизменной температуре Т₁ и с повышением давления от практически нулевого (область полости баллона, заполненная жидкостно-капельным конденсатом) до р₂. Возможность осуществления этого процесса при помощи насоса 4 очевидна и в обоснованиях не нуждается.

Отрезок изобары Б-В изображает нагревание (Б-Д¹) и испарение (Д¹-В) рабочего тела в парогенераторе при постоянном давлении р₂ с увеличением внутренней энергии и с повышением температуры от Т₁ до Т₄. Практическая осуществимость этих процессов также очевидна.

Отрезок адиабаты В-Г изображает адиабатическое расширение парообразного рабочего тела в реактивном сопле 2 с падением давления от р₂ до р₁ и снижением температуры от Т₄ до Т₃, что обеспечивает создание реактивной тяги Т.

Отрезок адиабаты Г-Д изображает адиабатическое расширение парообразного рабочего тела на поверхности направляющего элемента 9 при движении его в радиальных направлениях и в полости баллона 3 с падением давления от р₁ до практически нулевого в связи с конденсацией рабочего тела и понижением температуры от Т₃ до Т₂.

Известно, что адиабатическое расширение газа с совершением работы против внешних сил вызывает его охлаждение, что имеет место в описываемых процессах В-Г и Г-Д (см. [1], с. 12/1, 2. При этом адиабатическое расширение В-Г рабочего тела в сопле двигателя создает реактивную тягу, совершающую работу по ускорению описываемой системы, а адиабатическое расширение Г-Д парообразного рабочего тела на поверхности направляющего элемента 9 и в полости баллона совершает работу по изменению направления движения рабочего тела в боковые стороны и соответствующему изменению направлений векторов импульса рабочего тела. Оба этих адиабатических процесса являются необратимыми (в связи с невозможностью перехода теплоты самопроизвольно от тел более холодных к телам более нагретым), что согласно второму началу термодинамики подтверждает их практическую осуществимость.

Отрезок изобары Д-А изображает дополнительное охлаждение жидкого рабочего тела от Т₂ до Т₁ на стенках баллона за счет передачи теплоты (или излучения) во внешнее пространство при практически неизменном нулевом давлении. Согласно второму началу термодинамики (неизбежность рассеивания части тепловой энергии в окружающую среду при работе тепловой машины) это определяет возможность совершения работы против внешних сил.

Приведенный выше термодинамический цикл является круговым процессом (см. [1] , с. 845/2 и 333/2, 3), в полной мере согласуется с законами термодинамики и всеобщими законами сохранения и подтверждает осуществимость предложенного способа реактивного движения.

Источники информации 1. Физический энциклопедический словарь под ред. Прохорова А.М. - М.: Советская энциклопедия, 1984.

2. Политехнический словарь под ред. академика Ишлинского А.Ю. - М.: Советская энциклопедия, 1980.

Формула изобретения

1. Способ реактивного движения, при котором в ракетном двигателе используют энергию вытекающего из сопла парообразного рабочего тела, нагрев и испарение которого из жидкого состояния производят за счет применения источника энергии длительного действия, использующего цепную ядерную реакцию, например, ядерного реактора, и при этом приводят в движение систему, содержащую ракетный двигатель, например космический корабль, отличающийся тем, что рабочее тело в ракетном двигателе используют путем его преобразования в жидкое и парообразное состояние и электромагнитное излучение, при этом обеспечивают непрерывную циркуляцию рабочего тела в виде жидкости и пара в замкнутой круговой системе ракетного двигателя, включающей парогенератор, сопло, направляющий элемент, газонепроницаемый баллон, насос и трубопровод, связывающий полость баллона с парогенератором, содержащим источник энергии длительного действия, в парогенераторе жидкое рабочее тело нагревают и превращают в пар, который через сопло с ускорением направляют в полость баллона, где под воздействием внутреннего давления в струе пара и путем использования направляющего элемента обеспечивают его расширение и изменяют при этом направление движения и действие импульса во все стороны, сопутствующее расширению охлаждение используют для конденсации пара на поверхности направляющего элемента и в полости баллона, оседающий на стенки баллона жидкий конденсат рабочего тела дополнительно охлаждают на теплопроводных не смачиваемых жидким конденсатом стенках баллона, обеспечивают движение капель конденсата в сторону насоса за счет остаточной кинетической энергии и инерционных сил, возникающих при ускорении космического корабля, и при помощи насоса по трубопроводу жидкое рабочее тело направляют в парогенератор, обеспечивая последовательное осуществление указанных преобразований жидкого и парообразного рабочего тела без выхода его в окружающее пространство, при этом нагрев парообразного рабочего тела производят до температуры, позволяющей его конденсацию при расширении на поверхности направляющего элемента и в полости баллона, тепловую энергию, сопутствующую охлаждению и конденсации рабочего тела, выводят из полости баллона в окружающее пространство через теплопроводные стенки баллона и путем оптического электромагнитного излучения, направляемого в пространство через прозрачную для излучения противоположную соплу стенку баллона с использованием размещенного за соплом рефлектора, за счет чего создают реактивную тягу, при этом струю рабочего тела из сопла и электромагнитное излучение направляют в одну сторону, противоположную направлению движения космического корабля.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что при его осуществлении применяют термодинамический цикл, который включает изотермический процесс подачи жидкого конденсата рабочего тела из баллона в парогенератор, изобарический процесс нагревания и испарения рабочего тела в парогенераторе, первый адиабатический процесс при истечении с ускорением парообразного рабочего тела через сопло, второй адиабатический процесс расширения во все стороны, охлаждения и конденсации рабочего тела в жидкое состояние на поверхности направляющего элемента и в полости баллона и изобарический процесс дополнительного охлаждения жидкого конденсата рабочего тела за счет отвода теплоты через теплопроводные стенки баллона.

3. Ракетный двигатель, содержащий парогенератор с источником энергии длительного действия, например с ядерным реактором, жидкое рабочее тело, способное при нагревании превращаться в пар, насос, сообщающийся с трубопроводом для перемещения жидкого рабочего тела, и сопло, отличающийся тем, что он снабжен баллоном, стенки которого выполнены из газонепроницаемого теплопроводного и не смачиваемого жидким конденсатом рабочего тела материала, полость баллона изолирована от окружающей среды и с одной стороны сообщается с соплом, а с противоположной стороны - с насосом, который соединен с трубопроводом, связывающим баллон с парогенератором, за выходом из сопла установлен симметричный оси сопла направляющий элемент, обеспечивающий отклонение выходящей из сопла струи пара равномерно в боковые стороны с одновременным его расширением, часть стенок баллона, примыкающих к соплу, имеет симметричную оси сопла вогнутую форму и внутренняя их поверхность выполнена в виде рефлектора с возможностью направленного в сторону оптического электромагнитного излучения с созданием при этом реактивной тяги, что обеспечивают тем, что противоположная соплу стенка баллона выполнена из прозрачного для электромагнитного излучения материала, при этом отраженное рефлектором излучение и вытекающая из сопла струя рабочего тела направлены в одну сторону, противоположную направлению движения космического корабля.

4. Двигатель по п.3, отличающийся тем, что направляющий элемент выполнен в виде тела с конусообразной боковой поверхностью, ось симметрии которой размещена на продолжении оси сопла, вершина обращена в сторону сопла, а образующие боковой конусообразной поверхности имеют вогнутую в сторону оси форму.

5. Двигатель по п.3, отличающийся тем, что в качестве рабочего тела используется вещество, способное после выхода из сопла в парообразном состоянии и при последующем расширении и понижении температуры изменять агрегатное состояние и конденсироваться из парообразного в жидкое состояние при температуре выше температуры окружающей среды, в которой находится баллон.

6. Двигатель по п.3, отличающийся тем, что в состав рабочего тела входят ядра конденсации, в том числе в виде корпускул.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2