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

 


Владельцы патента RU 2484280:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) (RU)

Изобретение относится к реактивным двигателям летательных аппаратов, преимущественно орбитальных и аэрокосмических аппаратов. Способ включает подачу в камеру поглощения газообразного рабочего тела, создание в ней оптического плазменного ядра, фокусирования его через газодинамическое окно и инициирования непрерывного оптического разряда, нагрев им рабочего тела, создание реактивной тяги, за счет истечения рабочего тела из сопла, при этом лазерное излучение предварительно направляют через твердое окно, прозрачное для заданной длины волны излучения, в предварительную герметичную камеру, сообщенную с камерой поглощения лазерного ракетного двигателя, а отражение лазерного излучения и его фокусирование через газодинамическое окно осуществляют внутри вышеупомянутой предварительной герметичной камеры, внутри которой создают давление большее, чем в камере поглощения. Рабочее тело используют для охлаждения твердого окна. Лазерный ракетный двигатель содержит систему поворотных отражающих зеркал (наружное и внутреннее) и фокусирующее зеркало, камеру поглощения с газодинамическим окном 6 и сверхзвуковым соплом, систему подачи рабочего тела - коллектор, тракт охлаждения. Камера поглощения с газодинамическим окном, внутреннее поворотное отражающее зеркало и фокусирующее зеркало расположены внутри предварительной герметичной камеры, на поверхности которой имеется твердое окно, прозрачное для заданной длины волны лазерного излучения. Снаружи предварительной герметичной камеры перед твердым окном расположено наружное поворотное отражающее зеркало. Изобретение позволяет повысить КПД и удельный импульс лазерного ракетного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к реактивным двигателям летательных аппаратов, преимущественно орбитальных и аэрокосмических аппаратов.

Известен лазерный ракетный двигатель (ЛРД) (патент РФ №2266420, МПК F02K 7/00, F24J 2/06, B64G 1/26, опубликованный 20.12.2005), который содержит источник импульсно-периодического лазерного излучения, оптический узел с концентратором излучения и отражателями, систему формирования плоского фронта излучения и соосный концентратору газодинамический узел. Формирующая система осуществляет прием и согласование апертуры лазерного пучка с габаритами оптического узла. Первый отражатель концентратора выполнен в форме конусообразной фигуры вращения с образующей поверхностью в виде части короткофокусной параболы. Газодинамический узел выполнен в виде приемника импульса давления, расположенного с тыльной стороны и на основании первого отражателя, а также реактивного сопла, установленного на расстоянии от основания и образующего щель для ввода лазерного излучения. Концентратор снабжен дополнительным отражателем, соосным первому отражателю и выполненным в форме фигуры вращения, образующая поверхности которой представляет собой дугу. Этот дополнительный отражатель размещен на пути фокусируемого первым отражателем пучка так, что фокальная область концентратора расположена в области указанной щели.

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 (НОР), 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 рабочего процесса 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 инициирования оптического разряда и образования плазменного ядра, нагрев рабочего тела, которое обтекает плазменное ядро и истекает из сверхзвукового сопла, образуя реактивную струю.

Основными недостатками как прототипа, так и аналога является неэффективная работа газодинамических окон (ГДО) данных ЛРД в верхних разреженных слоях атмосферы Земли и тем более в условиях космического вакуума. Неэффективность проявляется в виде появления обратных токов рабочего тела из камеры поглощения (КП) через ГДО и их утечку в окружающую среду, что приводит к снижению удельного импульса ЛРД.

Кроме того, сравнительно высокий ожидаемый удельный импульс и обеспечение устойчивого «горения» непрерывного оптического разряда (НОР) предполагают небольшой расход рабочего тела с маленькой скоростью обдува НОРа. Данные требования налагают ограничения на эффективную работу ГДО, и поэтому, чтобы ГДО справлялся со своей задачей, перепад давления между КП и окружающей средой должен быть небольшим, и как следствие трудно достичь давления критического перепада в минимальном сечении сопла ЛРД, также это ведет к уменьшению удельного импульса и тяги ЛРД.

Технический результат, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, заключается в повышении КПД и удельного импульса ЛРД.

Технический результат достигается тем, что в способе организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе, включающем подачу в камеру поглощения газообразного рабочего тела, создание в ней оптического плазменного ядра путем отражения лазерного излучения, фокусирования его через газодинамическое окно в приосевой части камеры поглощения и инициирования непрерывного оптического разряда, нагрев им рабочего тела, создание реактивной тяги за счет истечения рабочего тела из сопла, новым является то, что предварительно лазерное излучение направляют через твердое окно, прозрачное для заданной длины волны излучения, в предварительную герметичную камеру, сообщенную с камерой поглощения лазерного ракетного двигателя, а отражение лазерного излучения и его фокусирование через газодинамическое окно осуществляют внутри вышеупомянутой предварительной герметичной камеры.

Внутри предварительной герметичной камеры создают давление газообразным рабочим телом большее, чем в камере поглощения, а газообразное рабочее тело, полученное в тракте охлаждения лазерного ракетного двигателя, используют для охлаждения твердого окна на входе в герметичную камеру.

Технический результат достигается тем, что в лазерном ракетном двигателе, содержащем систему поворотных отражающих зеркал и фокусирующее зеркало, камеру поглощения с газодинамическим окном и сверхзвуковым соплом, систему подачи рабочего тела, тракт охлаждения, новым является то, что камера поглощения с газодинамическим окном, поворотное отражающее и фокусирующее зеркала расположены внутри предварительной герметичной камеры, на поверхности которой имеется твердое окно, прозрачное для заданной длины волны лазерного излучения, а снаружи предварительной герметичной камеры перед твердым окном расположено наружное поворотное отражающее зеркало.

Система охлаждения твердого окна в предварительной герметичной камере сообщена с трактом охлаждения лазерного ракетного двигателя.

Сущность способа заключается в вводе достаточно мощного лазерного излучения через прозрачное твердое окно в предварительную герметичную камеру и оттуда, переотражая от системы зеркал, фокусируют через газодинамическое окно (ГДО) в приосевую область камеры поглощения ЛРД и инициируя непрерывный оптический разряд, нагревая им рабочее тело, которое, истекая из сопла, создает реактивную тягу. Предварительная герметичная камера, в которой давление газообразного рабочего тела выше, чем в камере поглощения (КП), имеет существенно больший объем, чем КП, и в ней расположены отражающие и фокусирующие зеркала, передающие сконцентрированное излучение в КП. Охлаждаемое твердое окно в предварительной камере позволяет пропустить в него мощный поток лазерного излучения без перегрева и разрушения материала окна за счет уменьшения удельного потока лучистой энергии на единицу поверхности окна и его интенсивного охлаждения газообразным рабочим телом, которое создает избыточное давление в предварительной камере по сравнению с КП. Большой объем предварительной камеры представляет собой промежуточную емкость газообразного рабочего тела, дополнительно перетекающего в КП и создающего тягу. В связи с тем, что в предварительной камере давление выше, чем в КП, будут отсутствовать обратные токи из КП через ГДО, характерные для аэроракетных лазерных двигателей, которые существенно снижают тягу и удельный импульс. Увеличение давления в предварительной камере вызывает увеличение давления в КП и соответственно увеличение удельного импульса ЛРД при заданном давлении в сопле ЛРД.

Такой способ весьма привлекателен для космических ЛРД, т.к. нулевое давление в космосе создает сверхкритический перепад практически при любом давлении в КП.

На фиг.1 представлена схема способа организации рабочего процесса лазерного ракетного двигателя с твердым окном для ввода лазерного излучения в предварительную герметичную камеру.

На фиг.2 - вид А-А фиг.1.

Здесь: 1 - наружное отражающее поворотное зеркало; 2 - твердое окно, прозрачное для ввода лазерного луча; 3 - внутреннее отражающее поворотное зеркало; 4 - фокусирующее зеркало; 5 - предварительная герметичная камера; 6 - газодинамическое окно, 7 - камера поглощения, 8 - сверхзвуковое сопло, 9 - тракт охлаждения двигателя, 10 - коллектор.

Лазерный ракетный двигатель содержит систему поворотных отражающих зеркал (наружное 1 и внутреннее 3) и фокусирующее зеркало 4, камеру поглощения 7 с газодинамическим окном 6 и сверхзвуковым соплом 8, систему подачи рабочего тела - коллектор 10, тракт охлаждения 9. Камера поглощения 7 с газодинамическим окном 6, внутреннее поворотное отражающее зеркало 3 и фокусирующее зеркало 4 расположены внутри предварительной герметичной камеры 5, на поверхности которой имеется твердое окно 2, прозрачное для заданной длины волны лазерного излучения. Снаружи предварительной герметичной камеры 5 перед твердым окном 2 расположено наружное поворотное отражающее зеркало 1.

Система охлаждения твердого окна в предварительной герметичной камере 5 сообщена с трактом охлаждения 9 лазерного ракетного двигателя.

Лазерный ракетный двигатель работает следующим образом. Лазерный луч, отражаясь от наружного отражающего поворотного зеркала 1, через твердое окно 2 попадает в предварительную герметичную камеру 5, где отражается от внутреннего отражающего поворотного зеркала 3 и с помощью фокусирующего зеркала 4 через газодинамическое окно 6 фокусируется в предварительной камере поглощения 7. Для инициирования непрерывного оптического разряда вместе с рабочим телом подается аэрозоль раствора с солями щелочных металлов, снижающая порог пробоя оптического разряда. В образовавшемся непрерывном оптическом разряде поглощение лазерного луча в основном происходит в процессе, обратном тормозному излучению. Образовавшийся непрерывный оптический разряд газодинамически стабилизируется в приосевой области камеры поглощения 7, обдуваясь осесимметричным осевым потоком рабочего тела, истекающего из газодинамического окна 6. Поступающее по тракту охлаждения 9 в газодинамическое окно 6 рабочее тело, например водород, охлаждает стенки камеры поглощения 7 ЛРД. Рабочее тело, обтекая и частично проходя через плазму НОРа, нагревается и истекает, ускоряясь в сверхзвуковом сопле 8, образуя сверхзвуковую реактивную струю.

Однако при высоких уровнях мощности лазерного излучения подобные твердые окна 2 из прозрачных диэлектриков смогут работать сравнительно недолго. Для равномерного охлаждения твердого окна 2 предварительной камеры 5 через коллектор 10, имеющий отверстия по периметру окна, прокачивается холодное рабочее тело, например газообразный или жидкий водород. Поступающее через коллектор 10 в предварительную герметичную камеру 5 рабочее тело приводит к появлению по сравнению с окружающей средой избыточного давления. Создание избыточного давления в предварительной герметичной камере 5 перед ГДО и как следствие уменьшение перепада давления между камерой поглощения 7 и предварительной герметичной камерой 5 (на входе ГДО) позволит создавать более высокие давления в камере поглощения 7, что приводит к увеличению КПД ЛРД.

Лучистые тепловые потоки в непрерывном, в сплошном спектре можно определить по формуле Унзольда-Крамерса (Райзер Ю.П., Оптические разряды. - Успехи физических наук, 1980 г. т.132, вып.3, 567 с.):

q r = 32 π 3 ( 2 π k T 3 m ) 1 2 e 6 n e n + m c 3 h ( 1 + h ν g k T ) = 7,6 p а т м 2 x e 2 ( T [ K ] / 10 4 ) 3 2 ( 1 + h ν g k T ) , ( 1 )

где, qr - потери на излучение, кВт/см3;

g - энергия связи нижнего возбужденного уровня атома;

xe - молярная доля электронов;

Т - температура плазмы, K;

P - давление в камере поглощения энергетической установки, атм;

ne - концентрация электронов в плазме, образованной оптическим разрядом;

n - концентрация положительных ионов в плазме, образованной оптическим разрядом;

k - постоянная Больцмана, k=1,38·10-23 Дж/K;

е - заряд электрона, е=1,6·10-19 Кл;

m - масса электрона, m=9,1·10-31 кг;

h - постоянная Планка, h=6,62·10-34 Дж·с;

Первое слагаемое, пропорциональное единице в скобках, описывает тормозное излучение, второе - фоторекомбинационное.

Молярная доля электронов есть отношение концентрации электронов в рабочем газе к общему числу атомов:

x e = n e N , ( 2 )

где, N = P k T общее число атомов, тогда

x e = n e k T N . ( 3 )

Таким образом, в соответствии с формулой Унзольда-Крамерса(1) повышение давления в камере поглощения 7 ЛРД приведет к уменьшению лучистых потерь от НОРа и к увеличению поглощения лазерного излучения и в результате больше энергии перейдет на нагрев рабочего тела путем теплопроводности и конвекции.

При работе двигателя со стороны предварительной герметичной камеры 5, то есть в канале ГДО, образуется перепад давления, препятствующий перетеканию рабочего тела из камеры поглощения 7 через ГДО в сторону предварительной камеры 5. Перетекание будет возможным только из предварительной камеры 5 в камеру поглощения 7, что будет соответствовать нормальной работе ЛРД.

1. Способ организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе, включающий подачу в камеру поглощения газообразного рабочего тела, создание в ней оптического плазменного ядра путем отражения лазерного излучения, фокусирования его через газодинамическое окно в приосевой части камеры поглощения и инициирования непрерывного оптического разряда, нагрев им рабочего тела, создание реактивной тяги, за счет истечения рабочего тела из сопла, отличающийся тем, что предварительно лазерное излучение направляют через твердое окно прозрачное для заданной длины волны излучения в предварительную герметичную камеру, сообщенную с камерой поглощения лазерного ракетного двигателя, а отражение лазерного излучения и его фокусирование через газодинамическое окно осуществляют внутри вышеупомянутой предварительной герметичной камеры.

2. Способ по п.1 отличающийся тем, что внутри предварительной герметичной камеры создают давление газообразным рабочим телом большее, чем в камере поглощения.

3. Способ по п.1 отличающийся тем, что газообразное рабочее тело, полученное в тракте охлаждения лазерного ракетного двигателя, используют для охлаждения твердого окна на входе в предварительную герметичную камеру.

4. Лазерный ракетный двигатель, содержащий систему отражающих зеркал и фокусирующее зеркало, камеру поглощения с газодинамическим окном, сверхзвуковое сопло, систему подачи рабочего тела, тракт охлаждения, отличающийся тем, что камера поглощения с газодинамическим окном, отражающее и фокусирующее зеркала расположены внутри герметичной камеры, на поверхности которой имеется твердое окно, прозрачное для заданной длины волны лазерного излучения, а снаружи герметичной камеры перед твердым окном расположено наружное отражающее зеркало.

5. Лазерный ракетный двигатель по п.4, отличающийся тем, что система охлаждения твердого окна в герметичной камере сообщена с трактом охлаждения лазерного ракетного двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, воздушно-реактивным двигателям для беспилотных летательных аппаратов, летающих мишеней, малых летательных аппаратов и может быть применено в качестве двигателя привода ротора реактивных вертолетов.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, а именно к гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ГПВРД). .

Изобретение относится к установкам, где рабочее тело используется для создания реактивной струи, а также к устройствам для сжигания топлива. .

Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано вероятнее всего в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей.

Изобретение относится к технике, преимущественно военной, а именно к двигателям летательных аппаратов, и может быть использовано, вероятнее всего, в качестве двигателя небольших беспилотных летательных аппаратов, таких как беспилотные разведчики, летающие мишени и т.п., а также в качестве сбрасываемых дополнительных двигателей.

Изобретение относится к области энергомашиностроения и может быть использовано в качестве источника электроэнергии как непосредственно, так и в составе приводов различных транспортных средств.

Изобретение относится к реактивным двигателям без газовых турбин. .

Изобретение относится к машиностроению, в частности к устройствам, предназначенным для регулирования расхода твердого топлива в реактивной технике, например в регулируемых ракетно-прямоточных двигателях

Изобретение относится к камерам сгорания прерывистого действия, таким как камеры пульсирующего горения для сжигания газообразных и жидких топлив, а также к камерам сгорания пульсирующих воздушно-реактивных двигателей

Изобретение относится к пульсирующим реактивным двигателям и может быть использовано как двигатель для привода летательных аппаратов и различных машин

Изобретение относится к двигателестроению, в частности к авиационным реактивным тяговым модулям атмосферного использования

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано для создания тяги на летательных аппаратах

Изобретение относится к ракетно-космической технике

Изобретение относится к области двигателей и движителей и может быть использовано для перемещений различных объектов, например летательных аппаратов, а также наземных или водных транспортных средств, в строительстве, при погрузоразгрузочных работах, в военной технике. Способ получения тяги заключается в подаче топливной смеси в камеру, осуществлении детонационного процесса сжигания топлива в пульсирующем режиме. Наружную стенку камеры закрывают микропористой пластиной, располагают ее между двумя перфорированными металлическими пластинами. Микропористую пластину выполняют в несколько слоев из разных материалов и разной пористости, с извилистыми капиллярами, топливную смесь подают под давлением. Детонационный процесс сжигания топлива осуществляют вблизи наружной стенки, например, лазерным лучом. Способ значительно упрощает и удешевляет процесс создания тяги, дает возможность создания универсальных устройств. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Способ реализации циклического детонационного сгорания в пульсирующем воздушно-реактивном двигателе заключается в продувке камеры сгорания из трубчатых аэродинамических клапанов, подаче топлива и последующем его воспламенении от остаточных продуктов сгорания и воспламенении топливо-воздушной смеси от продуктов сгорания, возвращающихся внутрь камеры сгорания из резонаторной трубы на цикле всасывания. Воспламенение от остаточных продуктов сгорания, приводящее к детонационному сгоранию, осуществляют посредством их истечения из периферийных труб аэродинамических клапанов. Изобретение направлено на достижение более высокой амплитуды пульсаций давления и повышение термодинамического КПД и экономичности пульсирующего воздушно-реактивного двигателя. 5 ил.

Способ определения полноты сгорания топливной смеси в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя заключается в том, что двигатель жестко соединяют с горизонтальной мерительной платформой, платформу устанавливают на поперечные упругие опоры и соединяют с датчиком силы. Датчик силы тарируют грузом заданной массы и измеряют усилие на датчике силы. После этого подают холодный воздух на вход в камеру сгорания и измеряют усилие на датчике силы. Потом дополнительно подают в камеру сгорания топливо, воспламеняют образовавшуюся топливную смесь и в процессе горения смеси измеряют усилие на датчике силы, затем вычисляют полноту сгорания топливной смеси по соотношению, защищаемому настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить точность, надежность и упростить определения полноты сгорания топливной смеси в камере сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя. 1 ил.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к комбинированным ракетно-прямоточным двигателям. Выгораемое сопло комбинированного ракетно-прямоточного двигателя размещено во внутренней полости сопла маршевого режима и выполнено из двух элементов, соединенных друг с другом с возможностью формирования тракта сопла разгонного режима от дозвуковой до трансзвуковой и от трансзвуковой до сверхзвуковой областей. С внешней стороны элементов сопла выполнены продольные каналы, заглушенные со стороны камеры дожигания и образующие систему пилонов, которые с внешней стороны прикреплены к внутренней поверхности маршевого сопла двигателя. Элементы сопла выполнены из материала, обладающего высокой термоэрозионной стойкостью к продуктам сгорания с восстановительным химическим потенциалом и низкой термоэрозионной стойкостью к продуктам сгорания с окислительным химическим потенциалом. Изобретение позволяет повысить надежность работы выгораемого сопла на разгонном режиме работы двигателя и повысить скорость перехода к геометрическим характеристикам маршевого сопла на прямоточном режиме. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх