Способ организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе и лазерный ракетный двигатель



Способ организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе и лазерный ракетный двигатель
Способ организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе и лазерный ракетный двигатель
Способ организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе и лазерный ракетный двигатель

 

F02K99 - Реактивные двигательные установки (размещение и крепление реактивных двигательных установок на наземных транспортных средствах или транспортных средствах вообще B60K; размещение и крепление реактивных двигательных установок на судах B63H; управление положением в пространстве, направлением и высотой полета летательного аппарата B64C; размещение и крепление реактивных двигательных установок на летательных аппаратах B64D; установки, в которых энергия рабочего тела распределяется между реактивными движителями и движителями иного типа, например воздушными винтами F02B,F02C; конструктивные элементы реактивных двигателей, общие с газотурбинными установками, воздухозаборники и управление топливоподачей в воздушно-реактивных двигателях F02C)

Владельцы патента RU 2442019:

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева (КГТУ им. А.Н. Туполева) (RU)

Изобретение относится к ракетным двигателям, основанным на получении тяги путем поглощения лазерного излучения, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами. Способ организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе включает подачу в камеру поглощения 6 рабочего тела со стороны газодинамического окна 3, создание в ней с помощью лазерного излучения плазменного ядра, нагрев обтекающего плазменное ядро рабочего тела и создание плазменной струи при истечении рабочего тела из сверхзвукового сопла 9. Со стороны критического сечения сверхзвукового сопла 9 дополнительно подают рабочее тело тангенциально поверхности камеры поглощения и создают направленный в сторону источника лазерного луча закрученный осесимметричный поток рабочего тела. Этот поток достигает днища камеры поглощения 6 со стороны газодинамического окна 3, разворачивается и совместно с основным потоком обтекает плазменное ядро. Лазерный ракетный двигатель включает источник лазерного излучения 1, систему поворотных и фокусирующих зеркал 2, камеру поглощения 6 с газодинамическим окном 3, сопло 9 и систему подвода рабочего тела по каналам 5 со стороны газодинамического окна 3. В камере поглощения 6 со стороны критического сечения сверхзвукового сопла 9 выполнены дополнительные каналы 8 для подвода рабочего тела, оси которых расположены тангенциально к поверхности камеры поглощения. Изобретение позволяет поддерживать высокий удельный импульс и увеличить ресурс работы лазерного ракетного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а именно к реактивным двигателям, основанным на получении тяги в результате поглощения лазерного излучения, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами.

Известен лазерный ракетный двигатель (патент РФ №2338918, МПК F02K 11/00, опубликованный 20.11.2008, бюллетень №32), который включает в себя непрерывный источник лазерного излучения, систему поворотных и фокусирующих зеркал и рабочее тело из абляционного материала. Рабочее тело выполнено в виде цилиндрического стержня, снабженного системой перемещения вдоль и вокруг оси симметрии. Генерируемое лазером излучение, фокусируясь на поверхности рабочего тела, инициирует испарение рабочего тела и образование плазменной струи, истекающей перпендикулярно к его поверхности и обеспечивающей передачу рабочему телу противоположно направленного реактивного импульса отдачи.

Недостатком данного устройства является наличие в конструкции движущихся частей, которые в условиях космического вакуума могут привести к заклиниванию системы перемещения рабочего тела. Использование абляционного материала при испарении приводит к образованию тяжелых фракций продуктов нагрева с высокой молекулярной массой, что уменьшает удельный импульс.

Известен лазерный ракетный двигатель и способ организации рабочего процесса в нем (патент US №4036012, МПК H05H 1/24, опубликованный 19.07.1977), наиболее близкий по технической сущности к заявленному и принятый за прототип. Лазерный ракетный двигатель включает непрерывный источник лазерного излучения, систему поворотных и фокусирующих зеркал, камеру поглощения с газодинамическим окном, сопло, систему подвода рабочего тела в зону поглощения со стороны газодинамического окна, баллоны с рабочим телом. Способ организации рабочих процессов в двигателе осуществляется следующим образом. Лазерный луч, попадая на систему поворотных и фокусирующих зеркал, фокусируется через газодинамическое окно в зоне поглощения, куда подается рабочее тело водород, одновременно в зону поглощения подается рабочее тело с добавкой дейтерия для инициации оптического разряда и образования плазменного ядра, нагрев рабочего тела, которое обтекает плазменное ядро и истекает из сверхзвукового сопла, образуя плазменную струю. В известном техническом решении охлаждение осуществляется регенеративным путем при помощи жидкого водорода, поступающего в рубашку охлаждения из баллонов.

Недостатком известного двигателя является недостаточно высокая эффективность стабилизации плазмы в приосевой области, низкий коэффициент поглощения лазерного излучения водородом, что приводит к снижению удельного импульса и недостаточной защите от высокотемпературных конвективных потоков в области критического сечения, что снижает ресурс работы двигателя и его надежность.

Технический результат, на достижение которого направленно предлагаемое изобретение, заключается в поддержании высокого удельного импульса за счет более эффективного способа организации внутрикамерных процессов и увеличение ресурса работы лазерного ракетного двигателя.

Технический результат достигается тем, что в способе организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе, включающем подачу в камеру поглощения рабочего тела со стороны газодинамического окна, создание в ней плазменного ядра, путем фокусирования лазерного луча и инициации оптического разряда, нагрев рабочего тела, которое обтекает плазменное ядро и истекает из сверхзвукового сопла, создавая плазменную струю, дополнительно подают рабочее тело со стороны критического сечения сверхзвукового сопла тангенциально поверхности камеры поглощения, создают направленный в сторону источника лазерного излучения закрученный осесимметричный поток рабочего тела, который достигает днища камеры поглощения со стороны газодинамического окна, разворачивается и совместно с основным потоком обтекает плазменное ядро, истекая из сверхзвукового сопла.

В зону фокусировки лазерного луча, для инициации оптического разряда, вводят легкоионизируемый материал.

В лазерном ракетном двигателе, включающем источник лазерного излучения, систему поворотных и фокусирующих зеркал, камеру поглощения с газодинамическим окном, сопло, систему подвода рабочего тела в камеру поглощения, при этом каналы для подачи рабочего тела выполнены в камере поглощения со стороны газодинамического окна, а их оси направлены в зону поглощения лазерного луча, со стороны критического сечения сверхзвукового сопла в камере поглощения выполнены дополнительные каналы для подвода рабочего тела, при этом их оси расположены тангенциально к поверхности камеры поглощения.

В днище камеры поглощения со стороны газодинамического окна имеется дефлектор, обращенный внутрь камеры поглощения.

В зоне фокусировки лазерного луча установлен легко ионизируемый материал для увеличения коэффициента поглощения лазерного луча.

Сущность предлагаемого изобретения представлена на фигурах 1 и 2.

На фигуре 1 - продольный разрез лазерного ракетного двигателя. На фигуре 2 - вид А-А лазерного ракетного двигателя.

Здесь: 1 - непрерывный источник лазерного излучения; 2 - поворотные и фокусирующие зеркала; 3 - газодинамическое окно; 4 - дефлектор; 5 - каналы для подвода рабочего тела со стороны газодинамического окна; 6 - камера поглощения; 7 - вольфрамовая проволока; 8 - каналы для подвода рабочего тела со стороны критического сечения; 9 - сверхзвуковое сопло.

Лазерный ракетный двигатель включает непрерывный источник лазерного излучения 1, например газодинамический CO2-лазер с длиной волны λ=10.6 мкм, систему поворотных и фокусирующих зеркал 2, представляющих собой плоские и параболические зеркала для фокусировки лазерного луча в камере поглощения 6. В камере поглощения 6 выполнено газодинамическое окно 3. Система подачи рабочего тела с каналами 5 для подвода рабочего тела со стороны газодинамического окна, оси которых направлены в зону поглощения лазерного луча камеры поглощения 6 и каналами 8 для подвода рабочего тела со стороны критического сечения сверхзвукового сопла 9, оси которых направлены тангенциально к поверхности камеры поглощения 6, так чтобы создать закрученный оссесимметричный поток газа, направленный в сторону источника лазерного излучения и обеспечить «завесное» охлаждение стенок камеры. В днище камеры поглощения 6 со стороны газодинамического окна 3 имеется дефлектор 4, обращенный внутрь камеры поглощения для обеспечения разворота рабочего тела, движущегося навстречу источнику лазерного излучения. В камере поглощения 6 в зоне фокусировки лазерного луча установлен элемент инициирования оптического разряда 7 из легкоионизируемого материала, например вольфрама, который увеличивает коэффициент поглощения лазерного излучения.

Сущность способа заключается в следующем. Генерируемое газодинамическим CO2-лазером 1 излучение, попадая на систему поворотных и фокусирующих зеркал 2, проходя через оптически прозрачное газодинамическое окно 3, фокусируется на поверхности вольфрамовой проволоки 7, которую устанавливают в зоне фокуса для увеличения коэффициента поглощения лазерного излучения и лучшей инициации оптического разряда. Одновременно с инициацией оптического разряда из каналов 5 для подвода рабочего тела со стороны газодинамического окна и каналов 8 для подвода рабочего тела со стороны критического сечения сверхзвукового сопла 9, сообщенных с системой подвода рабочего тела (на фигуре не показана), в камеру поглощения 6 подается рабочее тело, например водород или аргон. После инициации оптического разряда происходит образование горячего плазменного ядра, при этом рабочее тело, подаваемое со стороны критического сечения сверхзвукового сопла 9, образует закрученный оссесимметричный поток рабочего тела, направленный в сторону источника лазерного излучения, который, достигая днища камеры поглощения 6 со стороны газодинамического окна, с помощью дефлектора 4 разворачивается в обратном направлении и параллельно с основным потоком рабочего тела обдувает горячее плазменное ядро и истекает в сверхзвуковое сопло, создавая плазменную струю, при этом обеспечивается условие устойчивого «горения» оптического разряда в приосевой зоне камеры поглощения 6, что позволяет поддерживать высокую величину удельного импульса и охлаждать стенки камеры поглощения 6 тангенциальным потоком рабочего тела, тем самым увеличить ресурс работы двигателя.

Условия устойчивого «горения» оптического разряда в приосевой зоне камеры поглощения, обеспечивается образованием малоподвижной области течения вокруг плазменного ядра, создаваемой рабочим телом, истекающим тангенциально из каналов 8 со стороны критического сечения сверхзвукового сопла 9.

Эти условия имеют вид

vφ≥ux/tgβ или

Здесь vφ - тангенциальная составляющая скорости рабочего тела, истекающего со стороны критического сечения сверхзвукового сопла, ux - осевая составляющая скорости рабочего тела, истекающего со стороны критического сечения сверхзвукового сопла, tgβ - тангенс угла раскрытия камеры, εк - отношения большей площади сечения камеры к площади критического сечения , k - коэффициент изоэнтропы, R - универсальная газовая постоянная, Т - температура газа.

Устройство работает следующим образом. Генерируемое лазером 1 излучение, попадая на систему поворотных и фокусирующих зеркал 2, фокусируется через газодинамическое окно 3 в камере поглощения 6 на поверхности вольфрамовой проволоки 7, инициирует «поджиг» оптического разряда и образование плазменной ядра. Основной поток рабочего тела поступает в камеру поглощения через каналы 5 со стороны газодинамического окна, одновременно подается дополнительный поток рабочего тела из каналов 8, расположенных перед критическим сечением сверхзвукового сопла 9, тангенциально к поверхности камеры поглощения. В результате образуется закрученный осесимметричный поток газа, который направляется в сторону источника лазерного излучения к днищу камеры поглощения 6 со стороны газодинамического окна, разворачивается в обратном направлении от дефлектора 4 и совместно с основным потоком рабочего тела истекает в сверхзвуковое сопло 9, обдувая горячее ядро со стороны подвода лазерного луча, обеспечивая устойчивое «горение» оптического разряда.

Такой способ организации рабочего процесса в камере поглощения позволяет стабилизировать плазму в осевом направлении (т.е. предотвратить движение оптического разряда в направлении лазерного луча).

Тангенциальный поток рабочего тела, истекая из каналов 8 со стороны критического сечения сверхзвукового сопла 9, охлаждает стенки камеры поглощения 6, при этом, разворачиваясь от ее передней стенки, образует малоподвижную область, которая перекрывает исток газа из ядра к стенкам камеры поглощения 6, в радиальном направлении, обеспечивая «завесное» охлаждение и поддержание высокой величины удельного импульса.

1. Способ организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе, включающий подачу в камеру поглощения рабочего тела со стороны газодинамического окна, создание в ней плазменного ядра путем фокусирования лазерного луча и инициирования оптического разряда, нагрев рабочего тела, которое обтекает плазменное ядро и, истекая из сверхзвукового сопла, создает плазменную струю, отличающийся тем, что дополнительно подают рабочее тело со стороны критического сечения сверхзвукового сопла тангенциально поверхности камеры поглощения, создают направленный в сторону источника лазерного луча закрученный осесимметричный поток рабочего тела, который достигает днища камеры поглощения со стороны газодинамического окна, разворачивается и совместно с основным потоком обтекает плазменное ядро, истекая из сверхзвукового сопла.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в зону фокусировки лазерного луча для инициирования оптического разряда вводят легко ионизируемый материал.

3. Лазерный ракетный двигатель, включающий источник лазерного излучения, систему поворотных и фокусирующих зеркал, камеру поглощения с газодинамическим окном, сопло, систему подвода рабочего тела в камеру поглощения, при этом каналы для подачи рабочего тела выполнены в камере поглощения со стороны газодинамического окна, а их оси направлены в зону поглощения лазерного луча, отличающийся тем, что в камере поглощения со стороны критического сечения сверхзвукового сопла выполнены дополнительные каналы для подвода рабочего тела, при этом их оси расположены тангенциально к поверхности камеры поглощения.

4. Лазерный ракетный двигатель по п.3, отличающийся тем, что в днище камеры поглощения со стороны газодинамического окна имеется дефлектор, обращенный внутрь камеры поглощения.

5. Лазерный ракетный двигатель по п.3, отличающийся тем, что в зоне фокусировки лазерного луча установлен легко ионизируемый материал для увеличения коэффициента поглощения лазерного луча.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке, наземных испытаниях и эксплуатации электрореактивных двигателей (ЭРД), а также в области прикладного применения плазменных ускорителей.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при разработке электроракетных двигателей, а также в технологических плазменных ускорителях, применяемых в вакуумно-плазменной технологии.

Изобретение относится к области электроракетных двигателей. .

Изобретение относится к области электрореактивных двигателей, а именно к классу плазменных ускорителей (холловских, ионных), использующих в своем составе катоды. .

Изобретение относится к области космического аппаратостроения и может быть использовано для ускорения движения космических аппаратов в условиях глубокого вакуума.

Изобретение относится к области плазменной техники, а именно к системам подачи рабочего тела, и может быть использовано в пневматических трактах доставки рабочего тела (РТ) плазменным ускорителям, а также в технологических источниках плазмы, применяемых для ионно-плазменной обработки поверхностей различных материалов в вакууме.

Изобретение относится к области плазменной техники и может быть использовано как в составе космических электрореактивных двигателей для нейтрализации ионного пучка при их наземных испытаниях и натурной эксплуатации, так и в технологических источниках плазмы, применяемых для ионно-плазменной обработки поверхностей различных материалов в вакууме.

Изобретение относится к области электроракетных двигателей (ЭРД). .
Изобретение относится к области энергетики, к электрореактивным двигателям. .

Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а именно к реактивным двигателям, основанным на получении тяги в результате поглощения лазерного излучения, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами.

Изобретение относится к электротехнике и может найти применение в качестве электродвигателя. .

Изобретение относится к пульсирующим реактивным двигателям на основе энергии детонационного сгорания топлива, но отличается высокими показателями КПД более 50%, частоты пульсаций выше 400 Гц, дополнительным ускорением переменным электромагнитным полем каждой порции продуктов химической реакции, выбрасываемой из детонационной камеры сгорания, движущейся в виде области высокого давления газов, несущей объемный заряд положительной полярности.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных и энергетических установках перспективных средств межорбитальной транспортировки, предназначенных для выведения космических аппаратов с низких опорных орбит на различные высокоэнергетические орбиты.

Изобретение относится к устройствам соединения газоводов

Изобретение относится к космической технике, в частности к реактивным двигателям, преобразующим тепловую энергию источника тепла в энергию газовой струи, создающей реактивную тягу двигателя

Изобретение относится к ракетно-космической технике

Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам для межзведных перелетов с жидкостным ракетным двигателем, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и к средствам управления ракетой по крену, и предназначено для управления вектором тяги двигателя и ракетой по тангажу, рысканию и крену
Изобретение относится к ракетным двигателям жидкого и твердого топлива

Изобретение относится к двигателям, используемым в составе имитаторов боевых средств тренажеров для обучения и тренировки операторов переносных зенитных ракетных комплексов
Наверх