Двигательная установка летательного аппарата



Двигательная установка летательного аппарата
Двигательная установка летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2601690:

Королёв Анатолий Григорьевич (RU)

Двигательная установка летательного аппарата, содержащая окружной газозаборный канал, расположенный между корпусом аппарата и обечайкой газозаборника, а также магнитную систему, наводящую в канале радиальное магнитное поле. В канале размещены коробчатые модули МГД-генераторов, в стенки которых встроены лопатки, разделяющие газовые потоки, но пропускающие окружной электрический ток по межлопаточным зазорам, а между нижними стенками модуля установлена ракетная камера соплом вверх. Продукты сгорания ракетного топлива пересекают магнитное поле и вырабатывают в газах окружной электрический ток, который в присутствии того же магнитного поля создает электродинамическую силу, ускоряющую атмосферную массу, движущуюся между модулями МГД-генераторов, что создает тягу, превышающую тягу ракетных камер, в составе МГД-генераторов. Достигается повышение тяги на участке атмосферного полёта при гиперзвуковом режиме. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Область техники

Изобретение относится преимущественно к двигательной установке гиперзвукового летательного аппарата, использующей принципы магнитогазодинамики.

Предшествующий уровень техники

Известна двигательная установка летательного аппарата, содержащая гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД), в газовом контуре которого реализуются режимы сверхзвукового течения при умеренных значениях статических параметров, что позволяет осуществлять двигательный цикл высокого качества на больших сверхзвуковых скоростях полета. (Р.И. Курзинер. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. М.: Машиностроение, 1989, стр.119-154). Значения диапазона скоростей, на которых современный ГПВРД способен сохранять работоспособность, соответствуют числам Маха полета от трех до двенадцати единиц.

Изобретение направлено на увеличение верхнего скоростного предела работоспособности гиперзвуковой двигательной установки до чисел Маха полета около двадцати.

Верхний скоростной предел работоспособности прямоточного контура со сверхзвуковым течением в камере сгорания ограничен, в частности, недопустимым увеличением толщины пограничного слоя. Его большая толщина обусловлена высокой статической температурой, которая возникает в заторможенных пристеночных струях высокоэнтальпийного потока. Например, при температуре забортного воздуха около 300 K, статическая температура газа в пограничном слое у стенки газоведущего тракта на входе в камеру сгорания прямоточного контура при числах Маха полета около 11, составляет 3000 K. Увеличение статической температуры газа в пределах пограничного слоя приводит к уменьшению его плотности и увеличению толщины. Запредельная его толщина провоцирует отрыв потока от стенок канала, что вызывает тепловое запирание прямоточного контура, сопровождающееся аварийным прекращением тяги. Течение газа в канале становится дозвуковым, секундная масса воздуха уменьшается, а прямоточный контур вместо тяги создает увеличенное лобовое сопротивление полету, соразмерное сопротивлению заглушенной трубы такой же конфигурации. Неизбежность теплового запирания прямоточного контура на предельных скоростях гиперзвукового полета и отсутствие технических мероприятий, способных противостоять этому явлению, препятствуют созданию двигательной установки, использующей забортную атмосферную массу для производства тяги на скоростях полета, соответствующих числам Маха более десяти - двенадцати.

Изобретение направлено на устранение этого недостатка путем совершенствования двигательной установки, содержащей устройства на принципах магнитогазодинамики, защищенной патентом Российской Федерации №2133863 и принятой нами за прототип.

Токонесущие обмотки электромагнитной системы двигательной установки-прототипа проложены вблизи поверхности диффузоров внутреннего и (или) внешнего сжатия, поперек центральной оси потока. Ток, действующий в обмотках системы, наводит в воздухозаборном канале магнитное поле сложной конфигурации, векторы магнитной индукции которого содержат поперечные составляющие. В устройстве прототипа использовано свойство поперечного магнитного поля производить выравнивание скоростного профиля электропроводного потока. Эффект такого выравнивания известен в магнитной гидродинамике из задачи о течении Гартмана. Задача относится к свойствам ламинарного течения плотных электропроводных жидкостей, например ртути в русле канала прямоугольного сечения с непроводящими стенками. Выравнивание профиля скоростей производится действием электродинамических сил по следующей схеме.

Центральные струи потока, движущиеся с несколько увеличенной скоростью относительно среднего ее значения, пересекая магнитные силовые линии, генерируют в потоке электрический ток. Превратив часть кинетической энергии в электрическую, они замедляются. Обратные ветви электрического тока, в присутствии того же магнитного поля, ускоряют электродинамическими силами замедленные пристеночные струи потока. В результате замедления центральных и ускорения пристеночных струй, скоростной профиль потока выравнивается и становится более плоским. Толщина пограничного слоя при этом уменьшается.

Аналогичный механизм выравнивания скоростного профиля предполагалось применить к течению газа в канале высокоскоростного прямоточного двигателя, входящего в состав двигательной установки-прототипа. Ожидалось, что в результате выравнивания скоростного профиля электропроводного потока толщина пограничного слоя уменьшится, а угроза теплового запирания канала переместится в область более высоких скоростей полета. Однако этот способ не обеспечил увеличение скоростного предела работоспособности двигательной установки-прототипа. Толщина пограничного слоя газового потока продолжала увеличиваться до опасных пределов, сохраняя угрозу аварийного запирания канала. Результат объясняется тем, что скоростной профиль газового потока в прямоточном канале прототипа не достигал нужной скоростной однородности из-за малых значений влияющих факторов. В канале прототипа действуют в основном продольные токи Холла, которые не выравнивают скоростной профиль потока. Поперечные токи Фарадея, способные выравнивать скоростное поле, оказываются недостаточными, процесс выравнивания скоростного поля не успевает завершиться на большей части длины прямоточного канала, а верхний скоростной предел работоспособности прямоточного контура прототипа остается на прежнем, недостаточно высоком уровне.

Сущность изобретения

Сущность изобретения состоит в разработке технических мероприятий, направленных на увеличение верхнего скоростного предела работоспособности сверхзвукового прямоточного контура до чисел Маха полета около двадцати. Предложена схема двигательной установки, в которой предусматривается использование безэлектродных МГД-преобразователей большой мощности путем использования в их составе ракетных камер.

Принцип действия предлагаемой двигательной установки состоит в том, что на атмосферном участке полета часть кинетической энергии электропроводного газового потока продуктов сгорания ракетного топлива за срезом сопла ракетной камеры преобразуется в канале безэлектродного МГД-генератора в электрическую энергию, которая используется в канале безэлектродного МГД-ускорителя для создания увеличенной тяги путем ускорения массы атмосферного газа электродинамическими силами. В предлагаемой двигательной установке МГД-генератор представляет собой функциональный аналог авиационного мотора, а МГД-ускоритель - аналог тягового воздушного винта.

Предлагаемая двигательная установка (фиг.1) предназначена преимущественно для использования в составе высокоскоростного летательного аппарата кольцевой формы. Она расположена в окружном воздухозаборном канале, внутренняя поверхность которого выполнена из электрорезистивного материала с внутренним охлаждением. Канал сформирован между корпусом аппарата и обечайкой воздухозаборного устройства. В объеме канала наведено радиальное магнитное поле и размещены шестигранные коробчатые перегородки 8, которые исполняют функции безэлектродного МГД-генератора, упомянутого выше. В дальнейшем тексте эти перегородки будут называться МГД-генераторами. Средние их грани 21 содержат окна с направляющими лопатками, способными разделять встречные газовые потоки, но пропускать окружной электрический ток по межлопаточным промежуткам. Между нижними гранями, во внутренней полости каждой перегородки, установлены одна или несколько ракетных камер 6, в частности, с линейным соплом внутреннего расширения, что позволяет реализовать в канале МГД-генератора относительно равномерный скоростной поток продуктов сгорания ракетного топлива. На нижней выноске схемы видно, что в составе генератора 8 действуют две ракетные камеры.

При действии ракетных камер в канале МГД-генератора, поток продуктов сгорания пересекает радиальное магнитное поле, в результате чего вырабатывается электрический ток, который через лопаточные промежутки в лопаточной грани 21 присоединяется к суммарному окружному электрическому току, который вырабатывается аналогичными МГД-генераторами. Электродинамическая сила этого тока, возникающая в том же магнитном поле, ускоряет электропроводный атмосферный газ, движущийся в канале между МГД-генераторами, что позволяет создавать увеличенную тягу без дополнительного расхода бортовой массы. Этот канал условно назовем безэлектродным МГД-ускорителем.

Численное значение электродинамической силы в принятых геометрических условиях двигательной установки определяется как произведение силы тока I [A], магнитной индукции B [Тл], в присутствии которой происходит обмен энергией между газовыми потоками, и длины разрядного промежутка L [м].

Предлагаемая двигательная установка позволяет создавать увеличенную тягу преимущественно на тех скоростях атмосферного полета, которые численно меньше скорости истечения газа на срезе сопла ракетной камеры. На этих режимах полета среднее значение удельного импульса тяги предлагаемой двигательной установки, при удельной электропроводности взаимодействующих газов более 10 Сим/м, способно кратно превышать удельный импульс тяги обычной ракетной двигательной установки.

МГД-преобразователи обоих типов в порядке через одного расположены в полости окружного воздухозаборного канала, сформированного между корпусом аппарата и обечайкой воздухозаборного устройства. Полость содержит радиальное магнитное поле, наведенное сверхпроводящей магнитной системой, образованной тоководами кольцевой формы, охлаждаемыми до температуры жидкого водорода. При пересечении радиального магнитного поля потоком электропроводных продуктов сгорания ракетного топлива, направленного вверх, в соответствии с фундаментальными законами магнитогазодинамики, по мнемоническому правилу правой руки, в канале возникает окружной электрический ток. Этот ток, в присутствии того же радиального магнитного поля, создает увеличенную электродинамическую силу, которая по правилу левой руки, ускоряет электропроводный атмосферный воздух, движущийся в промежутках между МГД-генераторами. Реакция этой силы, приложенная через магнитное поле к магнитной системе, представляет собой увеличенную тягу, которая возникает без дополнительного расхода бортовой массы, за исключением небольшой добавки массы щелочных металлов.

Двигательная установка способна создавать тяговое усилие как без сжигания горючего в тракте МГД-ускорителя, подобно авиационной винтомоторной группе, так и с его сжиганием, как это реализуется в контуре гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ГПВРД). Требуемый уровень удельной электропроводности газовой среды в каналах МГД-преобразователей энергии предполагается обеспечивать путем создания двухтемпературного режима, в котором за счет присутствия электрического поля, при обычной температуре тяжелых частиц, электронная температура может превышать значения молекулярной температуры на несколько тысяч градусов. Такая плазма приблизительно соответствует тлеющему электрическому разряду, который реализуется при плотности тока от 104 до 105 А/м2. Удельная электропроводность газоразрядной воздушной плазмы оказывается достаточной, если электронная температура составляет около 5000 К. Массовая доля присадки щелочных металлов при этом может быть уменьшена.

Потребные значения удельной электропроводности газовых потоков в каналах двигательных установок на малых высотах могут быть обеспечены также путем разогрева атмосферных газов до температуры 2000-2500 К. Такие условия были реализованы в эксперименте путем сжигания горючего в прямоточном контуре МГД-ускорителя с одновременным распылением расплавленного калия. Его доза изменялась в пределах от 1 до 2% от секундной массы действовавших газов.

Для увеличения удельной электропроводности газовых потоков предусмотрено также использование эффекта предионизации атомов, входящих в состав молекул взаимодействующих газов, путем воздействия на них лазерным лучом, частота которого близка к резонансу с частотами возбуждения внешних электронных оболочек атомов газа.

Для поддержания оптимальной тяги двигательной установки требуется обеспечивать также изменение соотношений длин разрядных промежутков в каналах МГД-преобразователей. В связи с этим проводятся разработки механизмов, позволяющих изменять в полете расстояния между противоположными стенками МГД-генераторов.

Ожидаемое значение среднего удельного импульса тяги двигательной установки, использующей в качестве топлива жидкий водород с жидким кислородом, на разгонном участке атмосферного полета составляет около 10000 Н/кг/с, вместо 4200 единиц, свойственных обычным ракетным камерам, работающих на тех же компонентах топлива. Высокий усредненный удельный импульс тяги двигательной установки позволяет специализированным модификациям одноступенчатого летательного аппарата, при его движении по оптимально пологой траектории, достигать орбитального режима движения в условиях верхней атмосферы. Скоростной предел работоспособности двигательной установки увеличивается за счет предотвращения теплового запирания прямоточного контура на больших скоростях полета путем уменьшения толщины пограничного слоя у стенок, пересекаемых магнитным полем. Уменьшение его толщины осуществляется одновременным ускорением электродинамическими силами пристеночных и центральных струй потока.

Ускорение газового потока в пределах толщины пограничного слоя обусловлено достаточно высокой плотностью тока в пристеночных струях потока за счет увеличенной удельной электропроводности газа. Повышенная удельная электропроводность пограничного слоя обусловлена повышенной статической температурой в заторможенных высоко-энтальпийных струях потока.

В контуре классического ракетно-прямоточного двигателя обмен кинетической энергией между взаимодействующими газовыми потоками осуществляется действием вязкостных сил. При этом часть кинетической энергии потоков в процессе их взаимного смешения превращается в тепловую энергию, что неизбежно приводит к ухудшению тяговых характеристик двигательной установки.

Вязкостные силы, обеспечивающие функционирование классического ракетно-прямоточного двигателя, заменены в предлагаемой двигательной установке более интенсивными электродинамическими силами. При этом двигательная установка становится более компактной и удобной для размещения в обводах гиперзвукового летательного аппарата.

Изобретение предлагает также пути преодоления трудностей, связанных с использованием МГД-процессов в условиях разреженной атмосферной среды. Одна из них состоит в том, что в направлении действия электродинамических сил генерируются электрические напряжения, вызывающие паразитные продольные токи Холла, которые ухудшают эксплуатационные характеристики двигательной установки. Для борьбы с ними разработан комплекс технических мероприятий, обеспечивающих подавление их вредных проявлений. В частности, срезы сопел ракетных камер, входящих в состав МГД-генераторов, ориентированы в сторону активного полета, т.е. в направлении от кормы к головному обтекателю аппарата. Это мероприятие обеспечивает одинаковую направленность всех векторов электродинамических сил, следовательно, и напряжений Холла в каналах МГД-преобразователей, что приводит к заметному уменьшению или даже полной ликвидации паразитных токов, которые в иных случаях могли бы циркулировать вдоль их геометрических осей. Уменьшение осевых токов способствует увеличению поперечной составляющей электропроводности газов и к возрастанию токов Фарадея, направленных поперек потоков, что улучшает тяговые характеристики предлагаемой двигательной установки.

Полезной особенностью двигательной установки является уменьшение относительной массы потребного бортового запаса окислителя по сравнению с его запасом на борту одноступенчатого ракетного аппарата. Уменьшение запасов окислителя обусловлено использованием кислорода воздуха для сжигания горючего, а массы воздуха в качестве рабочего тела двигателя, как это происходит в контуре любого воздушно-реактивного двигателя (ВРД). Относительный запас жидкого кислорода на борту аппарата, оснащенного предлагаемой двигательной установкой, предназначенного для достижения орбитального режима полета вокруг Земли, в пять - шесть раз меньше, чем на борту одноступенчатого ракетного летательного аппарата. Эта особенность двигательной установки позволяет разместить на борту аппарата увеличенный запас горючего, что также приводит к увеличению дальности и конечной скорости изделия.

Ток электрического разряда, действующий в объеме камеры сгорания прямоточного контура, возбуждая колебательные и электронные степени свободы реагирующих молекул, приводит к увеличению скорости горения топливовоздушной смеси. Этот фактор позволяет сохранять высокие значения коэффициента полноты сгорания топлива на предельно больших скоростях полета при относительно малой длине камеры сгорания.

Сущность изобретения поясняется графическим материалом, на прилагаемом рисунке фиг.1, который содержит схематическую компоновку двигательной установки в составе летательного аппарата кольцевой формы, представляет конструктивную схему блока регулируемого МГД-генератора, а также иллюстрирует принцип работы изделия.

Вариант исполнения изобретения

Летательный аппарат предназначен для скоростных перелетов на большие расстояния. В радиальном сечении ему придан контур обтекания, напоминающий ромб, вытянутый в направлении полета. Диаметр изделия по передней кромке 12000 мм. Высота корпуса с убранным шасси 7570 мм. Внешний габаритный диаметр составляет около 14000 мм. В качестве компонентов ракетного топлива применяются жидкий водород и жидкий кислород. Требуемое значение удельной электропроводности взаимодействующих газовых потоков обеспечивается путем использования эвтектического сплава, содержащего 75% калия и 25% натрия с температурой отверждения около - 11°C.

Двигательная установка содержит: диффузор внешнего сжатия 1, верхний бак топливной емкости 2, емкость щелочной присадки 3, криогенные тоководы кольцевой магнитной системы 4, силовой корпус магнитной системы 5, ракетную камеру с линейным соплом 6, нижний бак топливной емкости 7, блок МГД-генератора коробчатой формы 8, силовой пилон крепления двигателя 9. Верхний 2 и нижний 7 баки рабочего тела образуют общую емкость одного из компонентов ракетного топлива. Летательный аппарат содержит двенадцать таких емкостей. В двух противоположно установленных емкостях содержатся жидкий кислород, а в девяти других емкостях размещен жидкий водород.

Обозначены элементы летательного аппарата: кабина экипажа 10, иллюминатор 11, воздухозаборник 12, бытовой отсек 13, люк наружный 14, тамбур.15, отсек шасси 16.

Кроме того, работу двигательной установки обеспечивает неразборный блок каналов криогенного охлаждения тоководов 17 и 18, обеспечивающий работу силового магнитного поля 19, приблизительная средняя линия которого показана на верхней выноске.

На нижней выноске более детально показано взаимное расположение блоков коробчатых МГД-генераторов 8 и силовых пилонов 9. Каждый блок генератора содержит две ракетные камеры 6 с линейными соплами, срезы которых направлены вверх, как показано на изображении выреза левого блока. Здесь же показаны неохлаждаемый гребенчатый гаситель вихревых токов 20 с пластинами гребней из электроизоляционного материала, лопаточные стенки генераторов 21 и сечения линейных сопел 22, из которых поступают потоки продуктов сгорания ракетного топлива, изображенные в виде стрелок Vg. Крестом в кружочке показано направление вектора магнитной индукции В в сторону листа.

Воздушный поток на входе воздухозаборника обозначен Wh, а на его выходе Wy. Длины разрядного промежутка генератора Lg, а ускорителя Ly.

Щелочные металлы содержатся в специальных емкостях, содержащихся внутри полых корпусов воздухозаборного устройства на малом и большом периметрах кольцевого корпуса летательного аппарата. В качестве токонесущих элементов бортовой магнитной системы используются сверхпроводящие кабели на основе провода из диборида магния (MgB2). Их удобным свойством является рабочая температура, совпадающая с температурным диапазоном жидкого водорода 20-30 К. Значение предельной плотности тока в материале проводника при магнитной индукции около 2 Тл и 20 К составляет 17500 А/см2.

Двигательная установка работает следующим образом. Газовые потоки продуктов сгорания ракетного топлива, движущиеся в каналах МГД-генераторов вверх к диффузору, пересекают кольцевые каналы с радиальным магнитным полем и, в соответствии с правилами электромагнитной индукции, индуцируют в них тангенциально направленную электродвижущую силу (ЭДС). В соответствии с этой ЭДС, в электропроводном газе, который находится в воздухозаборном канале, возникает окружной электрический ток. Его электродинамическая сила, возникающая в том же магнитном поле, ускоряет атмосферный газ в промежутках между генераторами. Реакция электродинамических сил, действующих в каналах МГД-ускорителей через магнитное поле 19, приложена к токонесущим обмоткам магнитной системы в качестве реактивной силы тяги.

Таким образом, реактивная тяга возникает как реакция электродинамической силы, образованной кольцевым током, циркулирующим в канале в присутствии радиального магнитного поля. Электродинамическая сила направлена поперек плоскости аппарата вдоль канала каждого МГД-ускорителя, ускоряя атмосферный газ в его прямоточном канале в сторону кормы. В том же направлении действует электродинамическая сила, возникающая в канале модуля МГД-генератора. Она направлена на торможение продуктов сгорания ракетного топлива, движущихся вверх, в сторону диффузора. Все электродинамические силы, действующие в каналах МГД-преобразователей, направлены одинаково, в сторону кормовой части аппарата. Векторы напряжения Холла тоже направлены одинаково, что препятствует возникновению и развитию электрических цепей по внешнему газу и уменьшает величину паразитных электрических токов, которые в ином случае могли бы циркулировать вдоль осей МГД-преобразователей, что ухудшило бы полезные особенности двигательной установки вплоть до ее эксплуатационной непригодности.

Между верхними и нижними точками каждого МГД-преобразователя существуют напряжения Холла, которые создают угрозу электрического пробоя по участку атмосферного воздуха вдоль высоты кольцевых обечаек. Угроза пробоя атмосферного газа через воздухозаборное устройство является одним из трудных вопросов проектирования двигательной установки и аппарата. Угроза парируется увеличением высоты корпуса воздухозаборника и повышенным статическим давлением воздуха, создающимся в местном геометрическом сужении, «горле» канала, которое не показано на рисунке фиг.1.

В результате использования новых для ракетной техники принципов магнитогазодинамики, двигательная установка приобретает новый, более высокий уровень эксплуатационных свойств. Так, на начальном участке траектории атмосферного полета ее тяга кратно увеличивается без дополнительного расхода бортовой массы, кроме присадки щелочных металлов. Эффект увеличения тяги может обеспечиваться без использования процесса горения, аналогично тому, как это происходит в поршневой авиационной технике посредством тягового воздушного винта. Однако предусмотрена возможность форсирования двигательной установки. Форсирование обеспечивается путем сжигания горючего в прямоточных каналах МГД-ускорителей, которые в этом случае способны работать в режиме ГПВРД. Для реализации таких режимов в воздухозаборном устройстве предусмотрены места расположений элементов системы подачи горючего и лючки для доступа к электроплазменным воспламенителям топливной смеси в каналах МГД-ускорителя.

Двигательная установка кольцевой формы обеспечивает максимальную интеграцию комбинированного двигателя и летательного аппарата, что приводит к уменьшению охлаждаемой поверхности при полетах с большими гиперзвуковыми скоростями. Действительно, изделие не содержит громоздких конструктивных узлов типа фюзеляжа, крыльев и хвостового оперения, если это не обусловлено специальным требованием заказчика.

Летательный аппарат способен выполнять установившийся горизонтальный полет с малой скоростью, при использовании корпуса в качестве кольцевого крыла, что обеспечивает аэродинамическое качество летательного аппарата, превышающее единицу.

Для парирования возмущений по крену, тангажу и рысканию при полетах в атмосферных условиях, на внутренних поверхностях кольцевого аппарата предусмотрены аэродинамические стабилизаторы движения и отклоняемые щитки, применяемые в авиационной и ракетной технике. Эти известные устройства на прилагаемых схемах также не показаны.

На внешней кольцевой поверхности аппарата предусмотрены участки обшивки, которые позволяют излучать отработанное тепло в условиях космического пространства. Для этого используются в основном элементы летательного аппарата, которые обеспечивают работу комбинированного двигателя в режиме МГД. Так, небольшая часть головного обтекателя, в виде кольцевого клина, исполняющего функции диффузора внешнего сжатия, приспособлена для излучения отработанного тепла системы жизнедеятельности.

Часть объема головного обтекателя используется для размещения аварийно-спасательного парашюта. Кольцевые обечайки воздухозаборного устройства, ограничивающие зону горения газовоздушной смеси, обуславливают реализацию термодинамического цикла бортовой электростанции. Обтекатель кормовой емкости, использующийся в атмосферном полете как центральное тело сопла внешнего расширения, обеспечивает энергетические потребности криогенной системы в вакууме. В условиях космического полета другие элементы наружной поверхности двигательной установки используются для излучения отработанной тепловой энергии при умеренном уровне рабочей температуры излучателей.

Чем достигается полезный эффект

Полезный эффект достигается тем, что в качестве бортовых источников электрической энергии большой мощности применяются безэлектродные МГД-генераторы, использующие кинетическую энергию продуктов сгорания ракетного топлива. Они установлены поочередно с каналами безэлектродных МГД-ускорителей в полости воздухозаборного устройства, размещенного по периметру летательного аппарата. При этом газовые потоки в каналах модулей МГД-генераторов и в прямоточных каналах МГД-ускорителей, расположенных последовательно, в порядке через одного, направлены в противоположные стороны. Газовые потоки в каналах модулей МГД-генераторов направлены вверх, в сторону диффузора. Для уменьшения вредного механического взаимодействия двух встречных высокоскоростных газовых потоков, они разделены решетчатыми перегородками, снабженными направляющими лопатками, которые входят в состав конструкции модулей МГД-генераторов и образуют газо- и электропроницаемые лопаточные перегородки. Расстояния между перегородками модулей МГД-генераторов способны изменяться в полете. Эти расстояния однозначно задают ширину каналов МГД-ускорителей. Соотношения расстояний между перегородками модулей МГД-генераторов и шириной каналов МГД-ускорителей определяют оптимальное соотношение электродинамических сил во взаимодействующих преобразователях энергии, что обуславливает количественное значение тяги двигателя в конкретных условиях атмосферного полета. Расстояния между перегородками в каналах безэлектродного МГД-генератора и безэлектродного МГД-ускорителя соответствуют аналогичным промежуткам в МГД-преобразователях электродного типа. Эти расстояния подобны длинам токонесущих элементов, которые движутся в поперечных магнитных полях обычных электрических машин. Упомянутые длины используются в качестве параметров, задающих режимы работы предлагаемого ракетно-прямоточного двигателя на принципах МГД, что также соответствует устройству и принципу действия обычных механических электродвигателей и электрогенераторов.

Газообразные продукты сгорания ракетного топлива образуются в ракетной камере, которая расположена в нижней части модуля каждого МГД-генератора. В процессе продвижения вдоль оси модуля МГД-генератора в направлении диффузора, газ, пересекая радиальное магнитное поле, индуцирует кольцевой электрический ток. Этот ток, через лопаточные решетки МГД-генераторов поступает в канал МГД-ускорителя и, в присутствии того же радиального магнитного поля, образует электродинамическую силу, которая ускоряет наружную атмосферную массу. Реакция этой силы через магнитное поле приложена к обмоткам электромагнита в качестве реактивной тяги, которая ускоряет летательный аппарат. Продукты сгорания ракетного топлива в каналах модулей МГД-генераторов, преобразовав часть своей кинетической энергии в электрическую энергию кольцевого тока, разворачиваются в промежутках между лопатками и присоединяются к потоку атмосферного газа, который обтекает модули МГД-генераторов.

Электрический разряд, действующий в объеме камеры сгорания прямоточного контура, возбуждает колебательные и электронные степени свободы на внешних оболочках атомов, входящих в состав молекул используемых газов. Этот фактор способствует увеличению скорости горения топливовоздушной смеси, обеспечивая высокие значения коэффициента полноты сгорания в прямоточном контуре. Эффект сохраняется и на предельно больших скоростях полета при относительно малой длине камеры сгорания.

Разрабатываются мероприятия, обеспечивающие приемлемые экологические показатели двигательной установки наряду с достаточно высокими значениями удельной электропроводности газовых потоков. Обозначены также технические решения, позволяющие отказаться от применения щелочных присадок к компонентам топлива двигателей.

Снижения эффективного потенциала ионизации газовых потоков предполагается достигнуть также путем использования эффекта предионизации атомов, входящих в состав молекул действующих газов, за счет облучения их лазерными лучами, частоты которых близки к резонансу с частотами возбуждения внешних электронных оболочек атомов.

Модификации летательных аппаратов с предлагаемой двигательной установкой

Предлагаемая двигательная установка позволяет создать следующие модификации летательных аппаратов кольцевой формы нового качества:

- Летательный аппарат, снабженный винтомоторной установкой, выполняющий функции ракетного вертолета с условным названием «РаВер», предназначенный для скоростной транспортировки грузов и пассажиров на дальние расстояния по баллистической траектории, пролегающей в космическом пространстве, с последующим полетом в вертолетном режиме, обеспечивающим барражирование, зависание и вертикальную посадку на неподготовленную площадку. Аппарат способен достигать максимально удаленного пункта от места его старта на Земле за полетное время не более часа. Он удобен в деле охраны протяженных государственных границ, для контроля территорий Сибири, Дальнего Востока и акваторий Ледовитого океана, особенно в условиях ограниченной численности персонала. Аппарат может обеспечить скоростную доставку спасателей для оказания экстренней помощи пострадавшим, находящимся на расстоянии нескольких тысяч километров от места его старта. Он обладает свойством совершать взлеты и посадки в высокогорных условиях с использованием небольших площадок, расположенных на высотах до десяти километров, что невозможно для обычного вертолета. Свойство мягкой посадки в разреженной атмосфере обусловлено более высокой скоростью газов за срезом канала МГД-ускорителя, по сравнению со скоростью воздуха за тяговым винтом вертолета.

- Модификации аппарата, предназначенные для применения в морских условиях, предусматривают достаточную плавучесть, погружение на ограниченные глубины, ожидание на донном грунте, движение с большими подводными скоростями, взлеты из подводного положения и быструю посадку на воду с малым возмущением ее поверхности.

- Многоразовый одноступенчатый воздушно-космический корабль с условным названием «Кольцар», разрабатываемый в качестве воздушно-космического транспортного средства для применения на предстоящих этапах промышленно-хозяйственного освоения околоземного космического пространства. Предусмотрен комплекс технических мероприятий, позволяющий аппарату многократно достигать орбитальных режимов полета с периодичностью, лимитируемой преимущественно регламентом межполетного обслуживания. Специализированные модификации аппарата способны достигать орбитальных режимов полета с конечной массой, составляющей 20-30% от стартового значения и выполнять предусмотренные маневры в околоземном космическом пространстве. Ожидаемая удельная стоимость выведения груза на орбиту вокруг Земли таким аппаратом в 50-100 раз меньше, чем современными ракетными носителями в связи с многократностью его применения, ремонтопригодностью и одноступенчатым исполнением изделия.

- Космическая станция, обладающая свойством самостоятельно, без ракетного носителя достигать орбитальных режимов полета вокруг Земли и совершать маневры в космическом пространстве. Актуальной задачей для такой станции является создание постоянно действующих экспедиционных баз на орбитах вокруг Земли, Луны, Марса и на их поверхностях. Станции могут содержать многочисленный экипаж, системы жизнеобеспечения, жилые, производственные и складские помещения, а также транспортные средства, необходимые для эффективного освоения Луны и других ближайших небесных тел Солнечной Системы. В настоящее время не выявлены принципиальные трудности, которые могли бы препятствовать созданию подобных объектов диаметром более километра, произведенных в наземных производственных условиях на основе действующей современной технологии, оснащенных двигательными установками предлагаемого типа.

- Летательный аппарат для дальних космических экспедиций с условным названием «ГАЛАКТЭР», оборудованный ядерно-энергетической установкой, позволяет достигать орбитального режима полета вокруг Земли без использования ядерного реактора и тем гарантировать радиационную безопасность на ее поверхности даже в случае аварийного падения изделия. Такое свойство можно обеспечивать путем применения нового ядерного реактора, который еще не успел наработать радиоактивные изотопы, поскольку лишь в производственных условиях подвергался кратковременным физическим и технологическим включениям. Отделяемый блок бортовой ядерно-энергетической установки, снабженный всесторонней профилированной биологической защитой экипажа от ядерных излучений, предполагается выводить на орбиту вокруг Земли высотой не менее 2000 км в штатной компоновке, но всегда с заглушенным ядерным реактором. Этот блок никогда не вернется на Землю. После выполнения полетных задач или выработки ресурса реактора, он отделяется от корабля и транспортируется на высокую орбиту захоронения.

Бортовая ядерно-энергетическая установка корабля предусматривает возможность ее настройки в режим отбора, сжижения и накопления атмосферной массы в освободившихся бортовых емкостях изделия, а также в режим торможения космического корабля магнитным полем при возвращении в атмосферу. Отбор массы атмосферных газов и ее накопление производятся в процессе многосуточных полетов с орбитальными скоростями в оптимальных слоях атмосфер, в частности Земли и Марса. При этом кинетическая энергия отбираемых газов перед их сжатием и сжижением уменьшается средствами МГД приблизительно в десять раз. Накопленная масса предназначена для питания нагревных и электроракетных двигателей на дальних трассах межпланетных перелетов.

Торможение аппарата в верхних слоях атмосферы на космических скоростях может производиться путем распространения магнитного поля от бортовой магнитной системы относительно далеко за обводы аппарата, где тепловые потоки малы. На пути пересечения магнитного поля с атмосферными газами индуцируются вихревые электрические токи, которые расходуют кинетическую энергию аппарата преимущественно на нагрев атмосферного газа, а не на нагрев его конструкции. В плотные слои атмосферы аппарат погружается уже с уменьшенной скоростью, с малыми тепловыми потоками со стороны атмосферы и с приемлемой температурой его обтекаемой поверхности.

Принципы МГД позволяют создать высокоскоростную аэродинамическую трубу, способную имитировать натурные режимы атмосферного полета моделей гиперзвуковых и воздушно-космических транспортных средств. Труба не предусматривает потребление электрической энергии, поскольку для ускорения модельного газа используется кинетическая энергия продуктов сгорания ракетного топлива за срезом сопла ракетных камер.

Использование летательных аппаратов с предлагаемой двигательной установкой

Ниже перечислены возможности использования предлагаемой двигательной установки в составе летательных аппаратов преимущественно кольцевой формы, предназначенных для работ по промышленно-хозяйственному освоению космического пространства.

- Создание и эксплуатация систем орбитальных ретрансляторов большой мощности, движущихся вокруг Земли, способных обеспечивать глобальную связь каждого с каждым в мобильном режиме из пунктов, расположенных в космосе, в воздухе, на суше и в океане.

- Обеспечение транспортных нужд при строительстве, натурных испытаниях и обслуживании систем снабжения наземных потребителей преобразованной солнечной энергией из космоса в качестве стратегической альтернативы ископаемым источникам энергии, таким как нефть, уголь или природный газ.

- Создание и эксплуатация производственных предприятий на околоземных орбитах, производящих уникальную продукцию, например литий-бериллиевый сплав для авиационной и космической отраслей промышленности, или чистый инсулин, свойства которого приближаются к природному препарату, а также многие другие изделия.

- Разработка на поверхностях и в недрах отдельных, экологически доступных небесных тел Солнечной Системы, полезных ресурсов, экономически целесообразных для транспортирования их на Землю или для использования в полете. Это могут быть рудные конгломераты с высоким содержанием редкоземельных и драгоценных металлов, или реликтовые вещества, содержащие водород, азот, а также минералы, удобные для производства воды и воздуха, а также для обеспечении жизнедеятельности экипажей или в качестве рабочего тела для питания двигателей экспедиционных кораблей в дальнем космосе.

Считаем своевременными проведение проектных исследований, направленных на создание комплекса транспортных средств и специального оборудования, способных обеспечивать разведывательные полеты к Сатурну для исследования свойств и доставку на Землю уникальных или драгоценных материалов, которые входят в состав россыпи его колец.

- Искусственное восстановление защитного озонового слоя в атмосфере Земли, нарушенного промышленными загрязнениями, путем дополнительного возбуждения атомов кислорода в пораженных локальных участках атмосферы лазерными лучами, направляемыми с борта космического корабля, движущегося в орбитальном режиме.

- Регулируемая подсветка территорий южного и северного Заполярья в зимние периоды путем использования орбитального рефлектора, образованного зеркальной пленкой, натянутой по кромке воздушно-космического летательного аппарата кольцевой формы.

- Создание глобальной системы защиты Земли от метеорной опасности. Она должна содержать средства непрерывного мониторинга опасности и космическую инфраструктуру ее отражения.

- Создание системы дальней космической обороны, которая состоит в том, что воздушно-космический корабль, оборудованный ядерно-энергетической установкой с замкнутым термодинамическим циклом, укомплектованный сменным экипажем, скрытно находится в дальнем космосе в состоянии длительного дежурства. В период обострения военного противостояния корабль способен приближаться к Земле и наносить удары возмездия даже в том случае, если наш оборонный потенциал будет уничтожен превентивным ядерным ударом. Противник учтет такой исход конфликта и заранее умерит агрессивную активность при любом начальном соотношении наземного вооружения. При этом обесценится стратегическая значимость противоракетной обороны земного базирования.

1. Двигательная установка летательного аппарата, содержащая кольцевой воздухозаборный канал, стенки которого выполнены из электрорезистивного материала, сформированный между корпусом аппарата и обечайкой воздухозаборника, в объеме которого сверхпроводящими криогенными тоководами наведено радиальное магнитное поле, отличающаяся тем, что в воздухозаборном канале установлены модули безэлектродного МГД-генератора электрической энергии шестигранной коробчатой формы, преобразующие кинетическую мощность потоков продуктов сгорания ракетного топлива, движущихся от ракетных камер, установленных между смежными гранями модулей МГД-генераторов и обращенных срезами сопел в сторону головного обтекателя, в мощность электрического тока, циркулирующего по электропроводному газу в полости воздухозаборного канала, а в промежутках между модулями МГД-генератора под действием электродинамической силы, образованной кольцевым электрическим током в присутствии радиального магнитного поля, производится ускорение массы электропроводного атмосферного газа в направлении кормовой части аппарата, что придает изделию реактивную тягу, которая в условиях атмосферного полета способна кратно превышать суммарную тягу ракетных камер, действующих в составе модулей МГД-генераторов.

2. Способ работы двигательной установки по п. 1, отличающийся тем, что часть кинетической мощности продуктов сгорания ракетного топлива за срезами сопел ракетных камер, действующих на атмосферном участке полета в составе коробчатых безэлектродных модулей МГД-генератора электрической энергии, преобразуют в мощность электрического тока, которую используют в промежутках между модулями безэлектродного МГД-генератора для ускорения массы забортного атмосферного газа электродинамической силой, которая образуется в присутствии того же радиального магнитного поля и кольцевого электрического тока и направлена в сторону кормы аппарата, что создает увеличенную тягу и приводит к увеличению конечной скорости и дальности полета летательного аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к двигателям на эффекте Холла. Двигатель содержит резервуар (101) газа под высоким давлением, модуль (103) регулирования давления, устройство (105) управления расходом газа, канал ионизации, катод (40А, 40В), расположенный вблизи выпускного отверстия канала ионизации, анод, связанный с каналом ионизации, блок (110) электропитания, электрический фильтр (120) и катушки (31, 32) создания магнитного поля вокруг канала (21) ионизации.

Изобретение относится к области электрореактивных плазменных двигателей для ракетно-космической техники. Изобретение состоит из способа создания реактивной тяги с помощью «винтового» электромагнитного ускорителя плазмы и конструкции двигателя, реализующей его.

Изобретение относится к области электроракетных двигательных установок с электромагнитным ускорением плазмы. Электроракетная двигательная установка содержит энергетическую установку, систему хранения и подачи рабочего тела и электроракетный двигатель.

Изобретение относится к высокочастотным ионным двигателям (ВЧИД) с индукционным возбуждением разряда в газоразрядной камере. Газоразрядный узел ВЧИД включает в свой состав газоразрядную камеру (1), выполненную из электротехнического корунда.

Изобретение относится к космической технике, к классу электрореактивных двигателей. Двигатель содержит автономный источник низкотемпературной плазмы, систему улавливания нейтральных частиц и регенерации ионов, разделитель потоков электронов и ионов, плазменный ускоритель.

Изобретение относится к энергетике. Способ запуска стационарного плазменного двигателя, при котором подачу напряжения разряда на катод и анод двигателя выполняют не до подачи поджигных импульсов, а после завершения нагрева катода, открытия клапанов двигателя и подачи поджигных импульсов.

Изобретение относится к области ракетных двигателей, в частности к ракетным двигателям с центральным телом с вихревым процессом горения, и может быть использовано в ракетно-космической технике.

Изобретение относится к двигательным установкам (ДУ) малой тяги для коррекции орбит космических аппаратов (КА). ДУ содержит размещенные друг над другом ускорители плазмы (УП) с ускоряющими электродами: катодом (3) и анодом (4), а также узлами подачи рабочего тела: шашек (7), снабженных пружинными толкателями (8).

Способ создания электрореактивной тяги может быть применен в электрореактивных двигателях и источниках электроэнергии для аэрокосмических транспортных средств и аппаратов.

Изобретение относится к области электроракетных двигателей. В крупногабаритном ионном двигателе, содержащем заключенную в корпус газоразрядную камеру, включающую узел подачи рабочего тела, ионно-оптическую систему, состоящую из плазменного и ускоряющего электродов, закрепленных на наружной стенке корпуса и изолированных от него и друг от друга, и катод-нейтрализатор, закрепленный на корпусе, вдоль центральной оси корпус имеет внутреннюю стенку, образующую сквозное отверстие, в котором установлен катод-нейтрализатор.

Гибридный ракетно-прямоточный воздушно-реактивный аэрокосмический двигатель включает ракетный двигатель на топливе в виде нанопорошка алюминия размером не более 25 нм в жидкой водной фазе и совмещенный с ним прямоточный воздушно-реактивный двигатель на молекулярном водороде, образующимся при сжигании нанопорошка алюминия.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструктивным элементам двигателей летательных аппаратов. Пиротолкатель заглушки воздухозаборного устройства воздушно-реактивного двигателя состоит из корпуса, газогенератора с дроссельной шайбой, сбрасываемого с заглушкой поршня, разрушаемого элемента фиксации сбрасываемого с заглушкой поршня в корпусе и толкающего поршня, закрывающего в конце хода канал расположения сбрасываемого с заглушкой поршня своим торцом.

Изобретение относится к ракетной технике и касается крылатой ракеты (КР) со стартово-разгонной ступенью (СРС) и маршевой силовой установкой (МСУ) со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД).

Беспилотный летательный аппарат содержит корпус с боковыми воздухозаборными устройствами с воздуховодными каналами и двигательную установку, состоящую из бака с жидким топливом и прямоточного воздушно-реактивного двигателя, включающего камеру сгорания, сообщенную с воздуховодными каналами, стабилизаторы пламени, устанавливаемые в камере сгорания с механизмами установки.

В гиперзвуковом двигателе, содержащем камеру сгорания, топливо после топливного насоса и перед подачей в камеру сгорания нагревается выше температуры самовоспламенения.

Изобретение относится к авиационной технике, к конструктивным элементам двигателей летательных аппаратов, в частности к защитным устройствам различных типов воздушно-реактивных двигателей.

Сверхзвуковой реактивный двигатель содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель, имеющий камеру сгорания топливовоздушной смеси, и множество ракетных двигателей, расположенных в воздушном потоке выше по потоку камеры сгорания.

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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. .

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